期刊文献+
共找到146篇文章
< 1 2 8 >
每页显示 20 50 100
液体火箭主发动机结构动力学关键问题研究综述 被引量:3
1
作者 杜大华 李斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期1-16,共16页
液体火箭主发动机作为运载火箭的主动力,由于其结构的复杂性、服役环境的极端严苛性,导致发动机的结构动力学问题异常突出。动力学问题已成为发动机研制过程中的瓶颈技术之一,因此为改善运载火箭、发动机的振动力学环境,提高发动机的动... 液体火箭主发动机作为运载火箭的主动力,由于其结构的复杂性、服役环境的极端严苛性,导致发动机的结构动力学问题异常突出。动力学问题已成为发动机研制过程中的瓶颈技术之一,因此为改善运载火箭、发动机的振动力学环境,提高发动机的动强度可靠性与工作安全性,需要对运载火箭“心脏”——发动机的结构动力学问题予以充分的重视。本文在详细介绍发动机结构特点、工作环境载荷特征及对结构故障统计的基础上,深入分析了涡轮泵系统、推力室、自动器、管路、发动机整机的主要故障模式,梳理出各部组件、整机结构的动力学关键问题,并指出后续研究的方向。 展开更多
关键词 运载火箭 液体火箭发动机 动力学 振动 综述
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机增材制造技术研究进展 被引量:17
2
作者 张武昆 谭永华 +2 位作者 高玉闪 杨欢庆 赵剑 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第5期24-39,共16页
针对增材制造技术在国内外液体火箭发动机领域的应用成果和研究现状,分别综述了增材制造在发动机的制造技术和流程、制造工艺标准以及在发动机推力室、涡轮泵、阀门、总装及其他组件和整机中的应用研究,并展望了增材制造技术在液体发动... 针对增材制造技术在国内外液体火箭发动机领域的应用成果和研究现状,分别综述了增材制造在发动机的制造技术和流程、制造工艺标准以及在发动机推力室、涡轮泵、阀门、总装及其他组件和整机中的应用研究,并展望了增材制造技术在液体发动机中的发展方向,指出在液体发动机领域,增材制造应该在应用广度和深度、结合增材制造特点的发动机结构设计方法、制造技术和工艺标准、新材料和材料性能数据库的构建等方面进行更加全面系统的研究,以应对未来航天领域的重大挑战。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 增材制造 制造技术 制造工艺 金属材料 综述
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机诱导轮空化热力学效应研究 被引量:7
3
作者 项乐 陈晖 +3 位作者 谭永华 刘诗鑫 许开富 张亚太 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期812-819,共8页
为了研究空化热力学效应,以模型诱导轮为研究对象,改变流量、水温等条件,对其内部空化流动进行了可视化实验研究,完整记录了从空化初生至性能断裂点各工况的空化区形态。结果表明:温度对诱导轮无空化水力性能没有显著影响,但是高温下诱... 为了研究空化热力学效应,以模型诱导轮为研究对象,改变流量、水温等条件,对其内部空化流动进行了可视化实验研究,完整记录了从空化初生至性能断裂点各工况的空化区形态。结果表明:温度对诱导轮无空化水力性能没有显著影响,但是高温下诱导轮的空化性能断裂点被显著延后,体现了热力学效应的影响。对比不同温度下的空化区形态,发现热力学效应的强弱与流动工况密切相关,在小空化数下体现得更为显著。同时引入一种半经验的理论模型预测热效应对空化性能的影响,小流量(Φ=0.071)下预测结果与实验结果平均偏差为5.5%,大流量(Φ=0.088)下平均偏差为10.8%,验证了模型在本文应用条件下的可靠性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 诱导轮 空化 热力学效应 可视化
在线阅读 下载PDF
采用NSGA-Ⅱ算法的发动机组件试验边界优化设计
4
作者 耿子强 张允涛 +1 位作者 王珺 谢石林 《振动.测试与诊断》 北大核心 2025年第2期316-322,413,共8页
为了实现液体火箭发动机组件在地面力学环境试验中的响应与其实际工作状态下的响应特征一致,提升组件试验考核的有效性,从边界映射途径出发,讨论了组件力学环境响应一致的边界映射问题的理论求解,提出了通过设计优化进行组件试验边界映... 为了实现液体火箭发动机组件在地面力学环境试验中的响应与其实际工作状态下的响应特征一致,提升组件试验考核的有效性,从边界映射途径出发,讨论了组件力学环境响应一致的边界映射问题的理论求解,提出了通过设计优化进行组件试验边界映射的工程解决方法。基于二代非支配排序遗传算法(non-dominated sorting genetic algorithms-Ⅱ,简称NSGA-Ⅱ)和有限元联合仿真,对某型发动机推力装置组件地面力学环境试验的边界约束结构进行优化设计,获得了满足响应特征要求的组件试验边界约束结构形式,并进行了试验验证。结果表明:试验与仿真优化结果吻合良好,组件关键部位响应特征满足目标要求;通过试验边界约束结构优化设计方法进行边界映射,能够实现组件地面试验响应与实际状态响应特征等效一致。 展开更多
关键词 力学环境试验 边界映射 响应等效 边界约束 遗传算法 优化设计
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机液膜冷却研究综述 被引量:15
5
作者 唐亮 李平 周立新 《火箭推进》 CAS 2020年第1期1-12,共12页
液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液... 液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 液膜冷却 液膜夹带 传热
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机背压振荡环境下的雾化特性研究进展 被引量:10
6
作者 李佳楠 雷凡培 +1 位作者 周立新 杨岸龙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第11期2401-2419,共19页
为加深对背压振荡环境下雾化特性的认识,针对在液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴直流式喷嘴、撞击式喷嘴与离心式喷嘴,综述了背压振荡环境下单束液体射流、气液同轴射流、射流撞击以及旋流雾化特性的研究进展,总结了背压振荡影响雾... 为加深对背压振荡环境下雾化特性的认识,针对在液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴直流式喷嘴、撞击式喷嘴与离心式喷嘴,综述了背压振荡环境下单束液体射流、气液同轴射流、射流撞击以及旋流雾化特性的研究进展,总结了背压振荡影响雾场的主要作用机制,阐述了以往研究中存在的一些问题以及需要突破的若干关键技术难题。通过综述可知,背压振荡主要通过两个方面影响雾场:一是通过改变喷注压降影响喷射,继而影响雾化过程;二是通过振荡的气相流场直接作用于雾场。背压振荡环境下的雾化研究仍需要开展大量工作,且需要突破以下几个技术难点:在试验方面,需要设计可以产生高频率、高幅值压力振荡的反压舱装置,同时对雾场的干扰要降到最小;发展先进的光学诊断方法,可以用于反压舱内雾场信息的提取;在数值模拟方面,需要开展雾化过程的高精度数值模拟,同时研究压力波的产生、发展及演化过程,在这两点基础上研究背压振荡与雾场的相互作用。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 背压振荡 雾化特性 燃烧不稳定 Klystron效应
在线阅读 下载PDF
三维扫描测振技术在液体火箭发动机模态试验中的应用 被引量:11
7
作者 闫松 李斌 +1 位作者 李斌潮 李锋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期97-103,共7页
针对传统的黏贴振动传感器的模态试验方法存在附加传感器质量影响及振型空间分辨率不高等问题,研究了利用激光测振系统和机器人平台对复杂结构进行三维扫描振动测试的方法。并以液体火箭发动机(LRE)推力室和氧化剂入口管为例,通过三维... 针对传统的黏贴振动传感器的模态试验方法存在附加传感器质量影响及振型空间分辨率不高等问题,研究了利用激光测振系统和机器人平台对复杂结构进行三维扫描振动测试的方法。并以液体火箭发动机(LRE)推力室和氧化剂入口管为例,通过三维扫描测振技术对二者进行模态测试,获取了空间分辨率极高的模态振型,定量分析了传感器附加质量对管路模态测试的影响,研究结果表明三维扫描测量方法具有精度高、测试速度快、测点数量不受限制等优势。 展开更多
关键词 三维扫描 激光测振 液体火箭发动机 机器人
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机喷管流动特性及高度补偿研究进展 被引量:10
8
作者 刘亚洲 李平 杨建文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期14-33,共20页
喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响。本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来... 喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响。本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 传统喷管 高度补偿喷管 过膨胀 流动分离 侧向载荷
在线阅读 下载PDF
变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述 被引量:9
9
作者 张波涛 李平 +1 位作者 王凯 杨宝娥 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期1481-1489,共9页
为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和... 为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。 展开更多
关键词 变推力液体火箭发动机 针栓喷注器 雾化特性 燃烧特性
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机组件热真空虚拟试验技术 被引量:3
10
作者 张魏静 刘占一 +3 位作者 刘计武 石晓波 胡锦华 程亚威 《火箭推进》 CAS 2021年第4期64-70,共7页
相比真实热真空试验,虚拟热真空试验能够有效降低研制成本,缩短研制周期。针对液体火箭发动机组件开展热真空虚拟试验技术研究,基于Sinda-fluint热分析软件建立了由真空舱、热沉、石英灯阵和具体发动机组件构成的热真空虚拟试验平台。... 相比真实热真空试验,虚拟热真空试验能够有效降低研制成本,缩短研制周期。针对液体火箭发动机组件开展热真空虚拟试验技术研究,基于Sinda-fluint热分析软件建立了由真空舱、热沉、石英灯阵和具体发动机组件构成的热真空虚拟试验平台。热真空虚拟试验中存在大量的面面辐射换热,计算消耗极大,针对该问题采用蒙特卡洛光学追踪法进行处理。针对石英灯阵,分析了其热源特征,简化为高温平板模型并开展了验证试验,结果表明了模型的准确性。最后以某型发动机的流量调节装置为例,同步开展了实际热真空实验和虚拟热真空试验,通过对比测点温度变化曲线,发现在整个测试过程中,虚拟试验和实测值的最高温度偏差在10%以内,验证了虚拟试验平台的有效性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 虚拟试验 光学追踪法 辐射换热
在线阅读 下载PDF
新Omega涡识别法在液体火箭发动机涡轮氧泵中的应用 被引量:10
11
作者 杨宝锋 李斌 +1 位作者 陈晖 刘占一 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第9期2105-2112,共8页
离心泵中流动不稳定现象与流场中旋涡的形成及演化过程密切相关。为解决传统涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的缺陷,引入新Omega涡识别法,对液体火箭发动机涡轮氧泵流场中的涡结构进行了分析。确定了新Omega涡识别法在高速离心... 离心泵中流动不稳定现象与流场中旋涡的形成及演化过程密切相关。为解决传统涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的缺陷,引入新Omega涡识别法,对液体火箭发动机涡轮氧泵流场中的涡结构进行了分析。确定了新Omega涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的优势,利用该方法对涡轮氧泵中离心轮与扩压器之间的动静干涉机理进行了阐释。结果表明:对于高速离心泵,传统Q准则以及λ2准则涡识别法错误地将壁面强剪切层识别为旋涡,而新Omega涡识别方法能够有效滤除流场中非旋转涡量部分,较好地捕捉流场中涡结构,可作为高速离心泵流场涡结构识别的首选方法。通过离心轮与扩压器动静干涉区域旋涡演化过程分析可知,涡轮氧泵离心轮与扩压器之间的动静干涉效应主要源自于扩压器叶片压力面上的周期性涡脱落现象。 展开更多
关键词 涡轮泵 Omega涡识别 动静干涉 压力脉动 涡脱落
在线阅读 下载PDF
融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法与应用 被引量:8
12
作者 谭永华 赵剑 +2 位作者 张武昆 王珺 高玉闪 《火箭推进》 CAS 2023年第4期1-16,共16页
增材制造技术在液体火箭发动机中应用的广度和深度不断增强。在发动机的设计层面,经历了由最初的“原位制造替代”到中间的“制造驱动设计”,再到“设计引领制造”3个设计理念阶段的变革。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法... 增材制造技术在液体火箭发动机中应用的广度和深度不断增强。在发动机的设计层面,经历了由最初的“原位制造替代”到中间的“制造驱动设计”,再到“设计引领制造”3个设计理念阶段的变革。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法和准则进行了总结,包括结构优化设计技术、结构与功能一体化设计技术、复杂组件集成技术和基于增材制造工艺约束与材料性能的设计技术。以常平环和换热器等在发动机增材制造中应用很广泛的典型承载和热力组件为例,介绍了融合增材制造后产品的具体创新设计思路。对融合增材制造的液体火箭发动机创新设计方法和发展方向进行了总结与讨论。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 增材制造 融合创新设计 结构功能一体化 轻量化
在线阅读 下载PDF
某型液体火箭发动机部分进气涡轮盘振动分析及改型设计 被引量:4
13
作者 李康迪 王珺 +2 位作者 徐自力 闫松 王振 《火箭推进》 CAS 2023年第1期80-86,共7页
针对某液体火箭发动机部分进气自由叶片涡轮盘多次试车后在叶片型线根部和背弧出现疲劳裂纹的问题,采用三维弹塑性有限元法,考虑部分进气产生的Kick效应,计算了涡轮盘的静强度,得到了部分进气作用下叶片的静弯应力;考虑多场环境引起的... 针对某液体火箭发动机部分进气自由叶片涡轮盘多次试车后在叶片型线根部和背弧出现疲劳裂纹的问题,采用三维弹塑性有限元法,考虑部分进气产生的Kick效应,计算了涡轮盘的静强度,得到了部分进气作用下叶片的静弯应力;考虑多场环境引起的预应力影响,计算了涡轮盘的模态,获得了涡轮盘固有频率和主振型;采用全环模型,计算了部分进气作用下涡轮盘的动态响应和动应力。在裂纹原因分析的基础上,对涡轮盘进行改型,在叶片顶部增加了围带,并对带围带涡轮盘进行了计算分析。结果表明:加围带后,涡轮盘叶片气流静应力下降了50%;气流力作用下的叶片动弯应力下降了65%;叶片之间以及叶片和轮盘之间耦合作用明显增强,涡轮盘固有振动模式发生转变,避免了叶片在共振频率附近发生的强迫振动;改型后显著降低了涡轮盘静应力及动弯应力,降低了出现裂纹的风险。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 部分进气 涡轮盘 Kick效应 叶片—轮盘耦合
在线阅读 下载PDF
航天液体动力关键技术研究进展与趋势 被引量:7
14
作者 杜飞平 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第1期7-15,共9页
航天液体动力是一个国家科技实力的重要体现,更是国家安全的重要保障。随着我国航天任务的蓬勃开展,频次日益增加的太空探索活动对航天液体动力提出了更高的需求,航天液体动力的一系列关键技术亟待突破。本研究从液体火箭发动机的系统... 航天液体动力是一个国家科技实力的重要体现,更是国家安全的重要保障。随着我国航天任务的蓬勃开展,频次日益增加的太空探索活动对航天液体动力提出了更高的需求,航天液体动力的一系列关键技术亟待突破。本研究从液体火箭发动机的系统构成和工作原理介绍开始,系统阐述了航天液体动力的若干关键技术及其研究最新进展;在此基础上,归纳了液体动力技术的发展趋势,并考虑多学科交叉共融发展,对实现关键技术突破的技术路线进行了展望,以期为未来的航天液体动力发展提供参考。 展开更多
关键词 航天液体动力 关键技术 发展趋势
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机关机水击特性仿真 被引量:7
15
作者 周晨初 李舒欣 +2 位作者 陈宏玉 王丹 任孝文 《火箭推进》 CAS 2021年第1期70-75,共6页
关机水击是引起液体火箭发动机及其试验台故障的常见现象之一。为获得关机水击的主要影响规律,采用一维有限体积法建立了发动机关机水击仿真模型,通过地面试验验证了模型的正确性。针对发动机常见设计变量,开展仿真研究,结果表明:水击... 关机水击是引起液体火箭发动机及其试验台故障的常见现象之一。为获得关机水击的主要影响规律,采用一维有限体积法建立了发动机关机水击仿真模型,通过地面试验验证了模型的正确性。针对发动机常见设计变量,开展仿真研究,结果表明:水击增量与推进剂流量、流速成正比;管路足够长时,水击增量与其长度无关,但管路过短时,管路越短,水击增量越小;局部流阻靠近贮箱有利于降低水击,加快收敛;阀门作动时间小于半个水击周期时,水击增量等于完全水击值,否则,阀门作动时间越长,水击值越小;推进剂内注入少量气体,能明显抑制关机水击。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 关机水击 一维有限元 数值仿真
在线阅读 下载PDF
一种低空满流的大面积比液体火箭发动机喷管 被引量:3
16
作者 刘亚洲 李平 +2 位作者 陈宏玉 杨建文 任孝文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第10期200-207,共8页
针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管(低空满流喷管)壁面压力不小于分离临界压力。而后... 针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管(低空满流喷管)壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明:基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 特征线法 喷管 型面设计 流动分离
在线阅读 下载PDF
旋转爆震发动机中爆震波不稳定传播特性实验研究 被引量:2
17
作者 严宇 张锋 +2 位作者 洪流 杨伟东 王勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期2797-2804,共8页
在内径为60mm,外径为70mm的旋转爆震发动机实验件上,进行了以氢气/空气为推进剂的旋转爆震实验,以研究爆震波传播过程中的不稳定现象。实验中采用预爆管切向入射的方式起爆旋转爆震波,用高频动态压力传感器记录爆震波压力,用高速摄像机... 在内径为60mm,外径为70mm的旋转爆震发动机实验件上,进行了以氢气/空气为推进剂的旋转爆震实验,以研究爆震波传播过程中的不稳定现象。实验中采用预爆管切向入射的方式起爆旋转爆震波,用高频动态压力传感器记录爆震波压力,用高速摄像机拍摄爆震波在环形燃烧室内的传播现象。在稳定工况下,爆震波传播速度达到1680.6m/s(为理论值的83.9%),工作频率达到7642Hz;在小流量工况下,爆震波的传播速度表现出很强的不稳定性,能从790.1m/s(理论值的39.4%)变化至1533.9m/s(理论值的76.6%)。实验发现了旋转爆震发动机的点火起爆过程中存在如下不稳定现象:爆震波自发改变传播方向,爆震波自发由一个变成两个,两个爆震波相互撞击。在实验中,还发现:不带喉部时,旋转爆震发动机中爆震波的传播方向具有随机性;带喉部时,爆震波的传播方向呈现出规律性。出现上述"不稳性"现象的可能原因是:点火起爆阶段,初始流场混乱,湍流度较大,爆震波的形成过程容易受到流场扰动的随机性干扰。 展开更多
关键词 旋转爆震发动机 爆震波 传播特性 不稳定现象 实验
在线阅读 下载PDF
液体火箭发动机喷管简化建模及模型修正
18
作者 廖超 王晓伟 穆鹏刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期650-655,共6页
为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对... 为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对比分析,再利用测试数据对有限元模型的弹性模量参数进行修正,修正后的喷管有限元模型前9阶模态计算结果与测试结果频差在5%以内,MAC值(模态置信准则)在0.8以上。表明此方法是一种高效可行的喷管简化建模方法,既保证了精度又提高了计算效率,对其动力学特性分析、振动响应预测等方面具有重要应用价值,对于液体火箭发动机其他部件的动力学建模及分析也具有普适性。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 喷管 简化建模 模态计算 模型修正
在线阅读 下载PDF
火箭发动机轴承摇摆试验技术 被引量:1
19
作者 袁军社 赵长安 +1 位作者 杨孟博 王婷 《火箭推进》 CAS 2022年第1期83-89,共7页
大推力火箭发动机摇摆过程中,摇摆轴承使用环境与轴承自身设计指标不同,在承受较大径向载荷的同时,还要承受一定的轴承载荷,并实现低速往复摆动。为获得轴承的静态承载能力摩擦系数及疲劳寿命等关键参数,设计了一种新的轴承试验系统,模... 大推力火箭发动机摇摆过程中,摇摆轴承使用环境与轴承自身设计指标不同,在承受较大径向载荷的同时,还要承受一定的轴承载荷,并实现低速往复摆动。为获得轴承的静态承载能力摩擦系数及疲劳寿命等关键参数,设计了一种新的轴承试验系统,模拟轴承在发动机不同工作状态下的安装边界和受载形式。通过试验获得了相应的数据,试验结果表明:轴承静态承载能力不小于920 kN,单、双摆状态下的疲劳寿命大于实际使用寿命的10倍,单摆状态的摩擦系数0.045,双摆状态的摩擦系数不大于0.08。目前,经过该方案验证的轴承已多次成功应用于某型液体火箭发动机。 展开更多
关键词 火箭发动机 轴承 摇摆试验 安装边界 试验系统 静态承载 摩擦系数 疲劳寿命
在线阅读 下载PDF
液氧煤油补燃发动机泵间管路高温富氧燃气掺混冷凝特性数值研究 被引量:3
20
作者 谢福寿 杜飞平 +3 位作者 王晓峰 朱康 兰小刚 厉彦忠 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1544-1552,共9页
针对液氧煤油补燃发动机液氧预压泵和主泵间管路富氧燃气掺混冷凝现象,建立了大过热度下富氧燃气和液氧两相流动掺混冷凝特性的全三维数值仿真方法,并以常温制冷剂R123为工质,通过气液掺混冷凝实验验证了数值仿真模型对管内两相流型和... 针对液氧煤油补燃发动机液氧预压泵和主泵间管路富氧燃气掺混冷凝现象,建立了大过热度下富氧燃气和液氧两相流动掺混冷凝特性的全三维数值仿真方法,并以常温制冷剂R123为工质,通过气液掺混冷凝实验验证了数值仿真模型对管内两相流型和气液再液化性能的精确预测能力。仿真结果表明:弯管段气液两相在离心力作用下发生横向相对流动,强化了相间热质交换;在较低的液体流速(1m/s)下,气体水平注入管路后形成一个与气孔相连接的局部气腔,注气速率低于80m/s时,气腔一侧贴在管路内壁上,注气速率超过100m/s后气腔脱离管路内壁面。气相在气腔下端被撕裂成离散的气泡,随液体向下游流动并逐渐冷凝。在实际工况下管路的富氧燃气没有全部完成再液化过程,此时流体状态会对液氧主泵造成气蚀影响。 展开更多
关键词 补燃发动机 富氧燃气 掺混冷凝 大过热度 再液化
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 8 下一页 到第
使用帮助 返回顶部