-
题名液体火箭发动机可靠性设计综合分析方法研究
被引量：5
- 1
-
-
作者
旷武岳
谭松林
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1997年第5期9-12,共4页
-
文摘
针对液体火箭发动机可靠性设计问题，提出综合运用可靠性模块分析、故障模式及效应分析（FMEA）、故障数据分析及故障树分析（FTA）等可靠性分析方法，评估发动机不同设计方案的可靠性水平。此法可应用于方案论证阶段的发动机可靠性设计，并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。
-
关键词
液体推进剂
火箭发动机
可靠性设计
综合分析
-
Keywords
Liquid propellant rocket engine, Reliability design, Reliability calculation
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名光刻技术在流体动力密封研究中的应用
被引量：8
- 2
-
-
作者
宁建华
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第4期41-43,共3页
-
文摘
主要介绍了流体动力密封螺旋槽动环光刻工艺的特点、原理、工艺过程、工艺流程、槽深控制方法以及应用情况,提出了采用高能束流刻蚀螺旋槽动环的新途径。结果表明,采用标准MEMS光刻工艺技术和化学铣切工艺技术,可加工出满足设计要求的螺旋槽动环。
-
关键词
光刻
密封
应用
-
Keywords
photoetching
seal
application
-
分类号
TH136
[机械工程—机械制造及自动化]
-
-
题名补燃发动机总体布局动态设计研究
被引量：2
- 3
-
-
作者
梁俊龙
谭永华
孙宏明
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第4期1-7,共7页
-
文摘
基于经典的振动理论,结合现代的有限元分析方法,研究了补燃火箭发动机整机结构以及主要管路的固有频率和振型,进行了整机结构中的Y形管模态试验,并分析了真实发动机试车时的主导振动频率。结果表明,Y形管的计算固有频率和试验固有频率相符,振型一致;管路系统的固有频率高于发动机整机的固有频率;发动机试车时的主导振动频率与其固有特性不相耦合。模态计算和试验结果表明,该发动机总体布局结构在动态特性上是合理的。
-
关键词
液体火箭发动机
总体布局
动态设计
模态分析
-
Keywords
liquid propellant rocket engine
overall layout
dynamic design
modal analysis
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名富氧预燃室高压缩尺试验研究
被引量：10
- 4
-
-
作者
吴宝元
葛李虎
谭永华
刘红军
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2003年第2期104-108,共5页
-
文摘
为满足液氧/煤油发动机推力大范围变化和预燃室要在大范围工况条件下工作的要求,采用带缩进长度和二次喷注的双组元离心式喷注单元,对富氧预燃室进行了高压缩尺试验研究。头部二次喷注孔为矩形和圆形、身部4种不同长度的6台试验件的试验结果表明,缩尺试验的最好温度均匀性≤50℃,燃气平均停留时间为10ms左右,矩形和圆形喷注方案的缩进室混合比分别小于20和24时可以避免产生低频不稳定燃烧。所得结论可用于液氧/煤油发动机的研制,并对新型发动机的研制具有一定的借鉴作用。
-
关键词
烃氧发动机
高压补燃火箭发动机
富氧推进剂
预燃室
燃烧试验
缩尺模型
-
Keywords
Combustion chambers
Propellants
Rocket engines
-
分类号
V434.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名两股互击式喷嘴雾化研究及应用
被引量：16
- 5
-
-
作者
张蒙正
傅永贵
张泽平
李平
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999年第2期73-76,共4页
-
文摘
用激光全息及图像处理技术，研究两股互击式喷嘴的撞击状况及雾化性能，获得了喷嘴的雾化性能参数，在喷嘴的水试雾化性能、热试燃烧效率及比冲对比后，提出用水试雾化性能评估其热试效果，检验喷嘴的加工质量。此技术已用于小推力发动机喷嘴的筛选。
-
关键词
撞击式喷嘴
推进剂
雾化
全息摄影
液体火箭
-
Keywords
Impinging injector,Propellant
spray,Holography
-
分类号
V434.23
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名液氧煤油气液同轴直流离心式喷嘴的声学模拟实验研究
被引量：11
- 6
-
-
作者
李龙飞
陈建华
张蒙正
夏开红
吕发正
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2006年第2期1-5,共5页
-
文摘
气液同轴直流离心式喷嘴对补燃发动机燃烧室高频燃烧稳定性有显著影响。为研究气液同轴直流离心式喷嘴的声学特性,在大气环境条件下进行了单喷嘴声学模拟实验。通过安装在模拟燃烧室外侧的扬声器激发声学振荡,利用声学探针测量燃烧室内的声压,获得了喷嘴长度、节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,确定了喷嘴长度与节流嘴直径的选取原则。
-
关键词
液氧煤油补燃发动机
气液喷嘴
高频燃烧稳定性
声学特性
-
Keywords
LOX/kerosene staged combustion cycled engine
gas-liquid injector
the high-frequency combustion instability
Acoustic characteristics
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名两股互击式喷嘴雾化性能实验研究
被引量：21
- 7
-
-
作者
张蒙正
张泽平
李鳌
王玫
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2000年第1期57-59,共3页
-
文摘
用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速度略小于射流速度。通过实验数据的分析整理,获得了喷雾的索特尔平均直径的经验公式。
-
关键词
液体火箭发动机
双股互击式喷嘴
雾化性
-
Keywords
Impinging injector
Propellant Spray
Holography
-
分类号
V434.23
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名微型推进系统技术方案研究
被引量：6
- 8
-
-
作者
韩先伟
周军
唐周强
郭斌
张恩昭
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第1期1-7,共7页
-
文摘
将微机电系统(MEMS)技术应用于微推进系统可以降低成本,减少风险,并可满足微型航天器对性能、体积和质量等的特殊要求。本文针对微电热推力器(FMMR)和微型双组元液体火箭发动机的技术方案进行研究,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法,对影响FMMR工作特性的因素进行了研究,并对其进行了性能评估;应用商用FLUANT软件,计算并分析了二维喷管流场的附面层情况;对无毒液体推进剂进行点火试验选择。研究结果表明,对于FMMR当采用H2O作为推进剂工质,比冲为68.247s,推力为0.225mN,效率为52.6%。通过采取其它措施可以进一步提高比冲、推力和效率。对于微型双组元液体火箭发动机,采用醇类作燃料时,起动平稳、响应时间短。通过系统集成和一体化设计,微推进系统在未来微型航天器上具有广阔的应用前景。
-
关键词
微机电系统
MEMS
微电热推进
微型双组元液体火箭发动机
直接蒙特卡罗方法
-
Keywords
micropropulsion
micro-electromechanical systems (MEMS)
free molecule micro resistojet (FMMR)
micro bipropellant liquid rocket engine
-
分类号
V439
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名补燃循环发动机推进剂利用系统研究
被引量：5
- 9
-
-
作者
张小平
丁丰年
刘站国
王拴虎
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第2期7-11,共5页
-
文摘
采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。
-
关键词
补燃循环
推进剂
系统研究
液体火箭发动机
步进电机驱动
调节范围
混合比
发动机系统
发射能力
运载火箭
利用系统
系统方案
连续调节
流量调节
调节方式
调节速率
预燃室
调节器
推力室
等参数
涡轮泵
比冲
-
Keywords
liquid rocket engine
staged combustion
propellant utilization system
mixture ratio regulator
-
分类号
V434.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V512
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器研究
被引量：5
- 10
-
-
作者
俞南嘉
张国舟
刘红军
吕奇伟
何伟锋
马彬
-
机构
北京航空航天大学宇航学院
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2003年第6期553-556,共4页
-
文摘
为了实现液体推进剂火箭发动机重复多次可靠启动,研究了利用气动谐振热效应形成的高温高能点火源进行气氧/煤油等可贮存推进剂多次点火的方案。为此研制了氦气谐振点火器和气氧/煤油火炬点火器。氦气点火器在较宽的气源温度(-2℃～33℃)变化范围、较大喷嘴入口压力(1 5MPa～3 0MPa)变化范围内均具有好的谐振加热性能。气氧/煤油火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,气氧和煤油的流量可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽,富燃点火炬更具工程应用价值。研究结果表明氦气谐振点火器及其气氧/煤油火炬点火器具有结构简单,可靠性高,无毒无污染等优点,对于重复多次启动的液体火箭发动机有着诱人的应用前景。
-
关键词
液体推进剂火箭发动机
空腔谐振器
点火
点火装置
-
Keywords
Liquid propellant rocket engine
Cavity resonator
Ignition
Ignition device
-
分类号
V434.11
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名补燃循环火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性研究
被引量：8
- 11
-
-
作者
李龙飞
陈建华
周立新
孙宏明
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2004年第6期5-10,共6页
-
文摘
基于经典声学和振动理论,运用流体动力学基本方程描述燃气通道内气体的波动现象,建立了双组元同轴直流离心式气液喷嘴声学特性分析的物理、数学模型,采用四端网络方法进行了计算。对单喷嘴声学模拟试验结果进行了分析。结果表明,所建声学特性分析模型用于分析喷嘴波动过程是可行的;合适的通道长度和节流嘴直径对液氧／煤油补燃循环发动机高频燃烧不稳定性有明显的阻尼作用。
-
关键词
液体火箭发动机
气液喷嘴
高频燃烧不稳定性
声学特性
-
Keywords
liquid rocket engine
gas-liquid injector
high-frequency combustion instability
acoustic characteristics
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V432
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
被引量：6
- 12
-
-
作者
张蒙正
张忠利
葛李虎
仲伟聪
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第1期14-20,共7页
-
文摘
以总压恢复系数最大为目标,采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模型;采用Ikawa“面积扩张因子”建立燃烧室模型;依据Edward方法初估尾喷管型面。在此基础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管计算模型,并对一体化设计的超燃冲压发动机模型进行了初步计算。
-
关键词
超燃冲压发动机
计算模型
设计方法
进气道
燃烧室
-
Keywords
scramjet engine
design calculating model
-
分类号
V430
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名滑阀稳态液动力的计算和分析
被引量：14
- 13
-
-
作者
赵双龙
许长华
魏超
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2006年第3期18-23,共6页
-
文摘
以液氧/煤油补燃循环火箭发动机中流量调节器中滑阀为例,介绍了滑阀稳态液动力的一种计算方法,分析了不同结构参数下稳态液动力的变化规律,得出了滑阀的稳态液动力与滑阀位移、液流出口处的流道形状以及刃边厚度关系的一些初步结论。
-
关键词
滑阀
稳态液动力
流场分析
-
Keywords
sliding valve
steady-state flow force
flow field analysis
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名液体火箭上面级发动机用超低比转数泵研究
被引量：5
- 14
-
-
作者
张翠儒
白东安
郭维
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第2期17-22,共6页
-
文摘
为了研制出液体火箭上面级发动机用高性能超低比转数离心泵,采用变曲率复合离心轮、加大流量法等设计措施,设计了比转数分别为24和33的两种高速小流量高扬程离心泵,并应用Fluent流体计算软件对其内流场进行了分析计算。所设计的泵已参加了相关试验,试验结果表明泵性能稳定,扬程曲线无“驼峰”,功率无过载,达到了设计目的。
-
关键词
发动机用
液体火箭
上面级
低比转数泵
Fluent
设计措施
分析计算
计算软件
性能稳定
试验结果
扬程曲线
设计目的
离心泵
离心轮
变曲率
流量法
高扬程
小流量
内流场
无过载
-
Keywords
liquid propellant rocket engine
ultra-low-specific-speed
rotation pump
-
分类号
TH133.4
[机械工程—机械制造及自动化]
TG146.21
[金属学及工艺—金属材料]
-
-
题名过氧化氢推力室技术研究
被引量：12
- 15
-
-
作者
林革
凌前程
李福云
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第3期1-4,共4页
-
文摘
简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力室和双组元发动机推力室研制中取得的进展。设计了几种过氧化氢单组元推力室并进行了试验;进行了过氧化氢/煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力室,对过氧化氢/煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力室分别进行了90%过氧化氢/煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功。
-
关键词
过氧化氢
推力室
催化分解
点火
-
Keywords
hydrogen peroxide
thruster
catalytic decomposition
ignition
-
分类号
V434.24
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名液氧煤油发动机低温组元两相充填过程研究
被引量：10
- 16
-
-
作者
杨永强
刘站国
徐浩海
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2006年第2期11-15,共5页
-
文摘
制定液氧煤油发动机的起动点火程序时,必须考虑液氧充填燃气发生器氧头腔的特性。为此,建立了一种用于模拟低温推进剂充填和换热过程的动态模型。模型考虑了液相与结构壁面、气相与结构壁面以及气—液两相之间的非稳定换热过程以及气—液两相流动过程。同时,通过分相假设描述了气相对充填过程的影响。仿真结果的准确性已经得到综合热调试验数据的验证。
-
关键词
液体火箭发动机
低温推进剂
传热
充填过程
仿真
-
Keywords
liquid rocket engine （LRE）
cryogenic propellant
heat transfer
filling process
simulation
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名大功率、高转速、高扬程涡轮泵振动分析与减振研究
被引量：8
- 17
-
-
作者
黄智勇
胡钟兵
李惠敏
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第6期1-6,共6页
-
文摘
比功率和能量密度都很高的火箭发动机涡轮泵,工作时引起振动的基本原因之一是较大的损失功作用在质量较小的产品上,减振必须是以提高组件的效率降低其振动比载荷为首选措施,同时改变其刚度与强度。组件中动、静件叶片之间的能量转换是引起流体压力脉动的主要原因,避免压力脉动的频率与转子转动的倍频耦合,特别是较低的倍频,是降低产品耦合振动的关键。流体密封间隙内的激振力对产品振动的影响很复杂,但激振力的主频与转子的某一固有频率接近时,将会对转子激起很大的振动,改变密封间隙内流体激振力的频率是抑制流—固耦合振动的主要方向。
-
关键词
涡轮泵
振动
分析
措施
-
Keywords
turbopump
vibration
analysis
method
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名液体火箭发动机超高转速泵浮动密封环研究
被引量：5
- 18
-
-
作者
黄智勇
李惠敏
胡钟兵
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2004年第4期10-14,62,共6页
-
文摘
浮动密封环作为非接触式液体间隙密封,具有密封压差大、泄漏量较小、能自动调心和对中、理论上无磨损、对转子有辅助支撑作用等优点。但它在工作时受力状态很复杂,液膜形成和最小液膜厚度的大小受到许多因素的影响,泄漏量的计算与普通工作状态有较大的差别。本文通过对一些重点因素的分析研究,结合产品在不同工作转速和介质中的试验情况,提出了浮动环的工作模式,确定了最小液膜厚度和泄漏量的计算方法和在结构设计和产品生产过程中应重点考虑的问题。
-
关键词
液体火箭发动机
浮动环
液膜厚度
计算方法
世漏量
-
Keywords
floating ring
structure
liquid film thickness
leakage rate
solution
-
分类号
V434.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名液氧/煤油富氧预燃室的理论分析和试验研究
被引量：6
- 19
-
-
作者
吴宝元
张民庆
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999年第5期11-16,共6页
-
文摘
通过数值计算， 分析了富氧预燃室喷注单元的结构设计及其对燃烧的影响， 并使用具有三个喷注单元的缩尺预燃室， 对液氧／煤油的富氧燃烧进行了试验评价。数值计算和试验表明， 燃气温度的均匀性与燃烧室长度有关； 对带缩进长度和二次喷注的喷注单元， 应合理地选择缩进长度及缩进室的混合比； 富氧预燃室能正常可靠地点火和工作， 能满足大范围推力调节的要求。
-
关键词
烃氧发动机
液氧
富氧推进剂
预燃室
燃烧
煤油
-
Keywords
Hydrocarbons oxygen engine,High pressure staged combustion rocket engine,Oxidizer rich propellant,Precombustion chamber,Combustion test,Numerical calculation
-
分类号
V434.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V434.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
-
题名凝胶推进剂模拟液直圆管流动特性初步研究
被引量：16
- 20
-
-
作者
杨伟东
张蒙正
-
机构
陕西动力机械设计研究所
-
出处
《火箭推进》
CAS
2006年第3期12-17,23,共7页
-
文摘
对某型凝胶推进剂模拟液在直圆管中的流动特性进行了理论分析和试验研究,得到模拟液在直圆管中的速度分布,定义了表观粘性和平均粘性,进行了流阻分析并定义了非牛顿流体雷诺数。通过试验考察了管长、管径对流阻的影响,得到流阻系数与雷诺数和无量纲速度比与雷诺数的关系,并对影响因素进行了分析。
-
关键词
凝胶模拟液
直圆管
流动特性
-
Keywords
gel simulants
straight round pipe
flow characteristics
-
分类号
V434
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
-
