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固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究
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作者 高勇刚 刘洋 +2 位作者 余晓京 霍东兴 杨玉新 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期140-150,共11页
为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一... 为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。 展开更多
关键词 固体火箭 超燃冲压发动机 支板火箭 碳颗粒燃烧 增强掺混 燃烧效率 数值模拟
连续爆轰发动机的研究进展
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作者 王健平 张树杰 姚松柏 《宇航总体技术》 2019年第2期1-11,25共12页
连续爆轰发动机是一种基于爆轰波将推进剂的化学能转化成热能的新概念发动机,近年来受到世界各主要国家的高度关注。现已成功获得多种燃料长时间稳定的连续爆轰,较深入地认识了连续爆轰流场结构,初步测得推力和比冲,验证了连续爆轰发动... 连续爆轰发动机是一种基于爆轰波将推进剂的化学能转化成热能的新概念发动机,近年来受到世界各主要国家的高度关注。现已成功获得多种燃料长时间稳定的连续爆轰,较深入地认识了连续爆轰流场结构,初步测得推力和比冲,验证了连续爆轰发动机的性能优势并在火箭模态、冲压模态以及涡轮模态下都实现了稳定连续爆轰。对连续爆轰发动机的工作原理,以及近年来世界各主要国家在连续爆轰发动机的基础研究和应用研究方面取得的代表性成果进行了综述,并给出尚待解决的问题,为其进一步工程化应用提供参考。 展开更多
关键词 连续爆轰发动机 火箭发动机 喷气推进
发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷试验
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作者 程诚 王一白 林庆国 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期460-468,共9页
为了获得大面积比喷管在发动机起动/关机过程中的侧向载荷,搭建了喷管侧向载荷冷流试验系统,通过测量应变管感知的喷管侧向载荷和通过加速度传感器感知的喷管振动载荷,分析发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷的变化规律。试验表明:试验... 为了获得大面积比喷管在发动机起动/关机过程中的侧向载荷,搭建了喷管侧向载荷冷流试验系统,通过测量应变管感知的喷管侧向载荷和通过加速度传感器感知的喷管振动载荷,分析发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷的变化规律。试验表明:试验喷管在发动机起动/关机过程中均存在3个峰值侧向载荷,起动过程中分别对应着初始正激波向稳定自由激波分离的转变过程、自由激波分离向受限激波分离的转变过程以及分离激波结构处于"末端振动状态",关机过程则恰好相反,而且关机过程相对起动过程的峰值侧向载荷发生压比存在一定的迟滞效应;喷管壁面的周向应变对侧向载荷非常敏感,而壁面轴向应变却基本不受喷管侧向载荷的影响;喷管侧向载荷是激励喷管振动的主导因素,并在试验喷管发生"末端振动效应"时,振动加速度峰值达到最大为80g。 展开更多
关键词 火箭发动机 喷管 侧向载荷 流动分离 冷流试验
单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析 预览
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作者 盛英华 沈林 +2 位作者 曹文斌 乐贵高 邢成龙 《南京理工大学学报:自然科学版》 CAS CSCD 北大核心 2019年第2期165-169,176共6页
火箭发射时的发动机喷流噪声是航天发射的主要外激励源,噪声大小也是结构和仪器设备设计与验证的技术指标之一。该文以单台火箭发动机喷流经过单侧导流槽气流诱发的噪声问题为对象,通过求解三维可压缩流动Navier-Stokes方程,建立某火箭... 火箭发射时的发动机喷流噪声是航天发射的主要外激励源,噪声大小也是结构和仪器设备设计与验证的技术指标之一。该文以单台火箭发动机喷流经过单侧导流槽气流诱发的噪声问题为对象,通过求解三维可压缩流动Navier-Stokes方程,建立某火箭发动机喷流噪声激励数值预测方法,其中流通量采用二阶Roe TVD差分格式,并采用中心差分离散SAS湍流模型的耗散项,通过计算声类比Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程得出喷流噪声激励,数值仿真结果与实测数据吻合良好,并分析了噪声传播延时及其地面分布规律。分析结果表明,发动机喷流噪声主要表现为宽频带噪声,随着噪声监测点和发动机喷口之间距离的增加,总声压级呈现出衰减趋势。 展开更多
关键词 喷流噪声 燃气射流 计算流体力学 起飞环境 火箭发动机
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运载火箭助推器关机冲击载荷减缓方法研究 预览
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作者 王旭 曾耀祥 +1 位作者 范瑞祥 马忠辉 《强度与环境》 CSCD 2019年第2期27-30,共4页
新一代火箭发动机推力大,关机时刻推力变化快,火箭纵向冲击载荷显著增大。纵向冲击载荷的显著增加,不仅会增加有效载荷及箭上设备抗振环境设计代价,还给箭体结构设计带来了较大负担,严重影响全箭舒适性和整体结构效率。本文对该冲击载... 新一代火箭发动机推力大,关机时刻推力变化快,火箭纵向冲击载荷显著增大。纵向冲击载荷的显著增加,不仅会增加有效载荷及箭上设备抗振环境设计代价,还给箭体结构设计带来了较大负担,严重影响全箭舒适性和整体结构效率。本文对该冲击载荷进行研究,提出了一种利用发动机关机时序抑制纵向冲击载荷的减载方法,经过理论分析和仿真计算验证,减载方法具有良好效果。 展开更多
关键词 发动机 冲击载荷 减缓
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N2O4环境下液体火箭发动机涡轮泵机械密封浸渍石墨的磨损机理研究
6
作者 王建磊 张琛 +5 位作者 王晓虎 王栋平 李建克 贾谦 陈润霖 崔亚辉 《机械工程学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期119-127,共9页
针对液体火箭发动机涡轮泵机械密封浸渍石墨在N2O4环境下磨损量较大的现象,以宏观试验与微观检测相结合的方法探索其产生的机理。对机械密封石墨的磨损表面进行了电镜观测,根据磨损形貌对正常磨损区与异常磨损区进行了区分,并对异常磨... 针对液体火箭发动机涡轮泵机械密封浸渍石墨在N2O4环境下磨损量较大的现象,以宏观试验与微观检测相结合的方法探索其产生的机理。对机械密封石墨的磨损表面进行了电镜观测,根据磨损形貌对正常磨损区与异常磨损区进行了区分,并对异常磨损的诱因进行了假设。提出了石墨表面的树脂腐蚀模型与孔隙气蚀模型,设置了包含静态腐蚀及动态磨损的试验流程以验证树脂腐蚀和孔隙气蚀的作用结果,分别在水及N2O4环境下进行试验,并通过扫描电镜及红外光谱分析等手段观测了试验前后石墨表面的微观组织变化,介质试验后气孔平均直径为33μm,为试验前的2倍。研究结果表明:N2O4环境并不会造成石墨浸渍物酚醛树脂的腐蚀,造成石墨磨损量较大的诱因是气相N2O4在石墨表面孔隙内部破裂导致的气蚀,气蚀后石墨的磨损可达数十微米量级。针对减少浸渍石墨的气蚀,给出了3项制备工艺的改进措施。本文的研究成果也可为其他高速旋转机械的机械密封石墨磨损研究及选材提供参考。 展开更多
关键词 火箭发动机 涡轮泵 机械密封 磨损 气蚀
Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode
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作者 Alexey Gennadievich VOROBYEV Svatlana Sergeevna VOROBYEVA +1 位作者 Lihui ZHANG Evgeniy Nikolaevich BELIAEV 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第2期253-262,共10页
This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrus... This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval. 展开更多
关键词 Combustion CHAMBER Film cooling Mathematical model NONSTATIONARY THERMAL MODE SMALL THRUST liquid rocket engine Steady pulse MODE THERMAL state
An Experiment on Cavitating Flow in Rocket Engine Inducer 预览
8
作者 LI Longxian DING Zhenxiao +1 位作者 ZHOU Liang WU Yuzhen 《南京航空航天大学学报:英文版》 EI CSCD 2019年第2期306-312,共7页
An experiment for rocket engine inducer cavitating flow is conducted on a new experimental platform.The experiment platform,using water as working medium,can be used to investigate the steady and unsteady flows of cav... An experiment for rocket engine inducer cavitating flow is conducted on a new experimental platform.The experiment platform,using water as working medium,can be used to investigate the steady and unsteady flows of cavitating and noncavitating turbopumps.The experimental platform is designed as a flexible and versatile apparatus for any kind of fluid dynamic phenomena relating to high performance liquid rocket engine turbopumps.Design details for the platform is introduced.Various extend of cavitation images and dynamic pressure impulse are obtained,which provides a reference for cavitating flow study in rocket engine inducer. 展开更多
关键词 ROCKET engine TURBOPUMP INDUCER EXPERIMENT research apparatus CAVITATION IMAGES dynamic pressure
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基于导航定位原理的火箭涡轮泵轴承故障诊断 预览
9
作者 戴屹梅 张和生 方柯 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第3期286-294,共9页
为准确判断火箭发动机涡轮泵轴承在试验台上试验时发生故障的部位,同时避免通过轴承特征频率诊断轴承故障的方法所带来的不确定性,基于GPS卫星导航定位原理,利用时幅曲线的相位信息,提出一种新的轴承故障诊断方法:振源坐标定位法,即通... 为准确判断火箭发动机涡轮泵轴承在试验台上试验时发生故障的部位,同时避免通过轴承特征频率诊断轴承故障的方法所带来的不确定性,基于GPS卫星导航定位原理,利用时幅曲线的相位信息,提出一种新的轴承故障诊断方法:振源坐标定位法,即通过四个已知坐标的振动传感器测得同一振动波的时幅曲线相位差判定振源位置。将试验台上轴承和四个振动信号传感器安放在坐标已知的直角坐标系中,利用时幅曲线拐点分析法准确捕获振动信号到达四个传感器的时刻,再利用这四个时刻和已知坐标计算出振源位置坐标,最后根据振源位置坐标判断其是否为轴承故障及具体故障部位。通过仿真计算证明该方法理论上可行。 展开更多
关键词 火箭发动机 故障诊断 导航定位 传感器阵列 时间延迟
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高能量密度液体燃料的火箭发动机燃烧性能研究
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作者 刘毅 鄂秀天凤 +3 位作者 李智欣 徐旭 邹吉军 张香文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1169-1176,共8页
为进一步提升火箭发动机的燃烧性能,采用模型火箭发动机研究了四种高能量密度液体燃料及一种添加纳米铝颗粒的纳米流体燃料的燃烧性能,分析几种燃料的燃烧效率、比冲、点火延迟时间等燃烧特性,以及纳米颗粒的燃烧产物。结果表明,在氧燃... 为进一步提升火箭发动机的燃烧性能,采用模型火箭发动机研究了四种高能量密度液体燃料及一种添加纳米铝颗粒的纳米流体燃料的燃烧性能,分析几种燃料的燃烧效率、比冲、点火延迟时间等燃烧特性,以及纳米颗粒的燃烧产物。结果表明,在氧燃比为1.6~2.0的工况范围内,液体燃料的燃烧效率和质量比冲顺序为QC(四环庚烷)>HD-01>HD-03≈LGHD-03,密度比冲顺序为QC>HD-03≈LGHD-03>HD-01。QC燃料因其特殊的张力分子结构具备较高的密度、热值和化学活性,燃烧效率可达91.5%,质量比冲和密度比冲分别为230s和2276N·s/m^3。向四环庚烷中添加15wt%纳米铝颗粒后,燃烧效率和质量比冲略有下降,但密度比冲可提高到2340N·s/m3,点火延迟时间较四环庚烷可缩短26ms,燃烧固体产物为碳,氧化铝和铝,纳米铝的燃烧效率约为91%。添加纳米铝颗粒的四环庚烷燃料是一种有潜力的新型液体高密度燃料。 展开更多
关键词 高密度液体燃料 纳米流体燃料 火箭发动机 燃烧性能 推进剂
基于加权正则化的火箭发动机振动传递路径分析 预览
11
作者 路广霖 罗亚军 +2 位作者 张希农 李录贤 马驰骋 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2019年第9期271-276,共6页
为了给火箭发动机振动控制提供依据,需要对受到多源激励的发动机进行振动传递路径分析,其主要包括载荷识别和贡献量分析两个环节。为了准确识别发动机多源激励载荷并提供可靠的振动贡献量分析结果,提出一种基于加权正则化的改进传递路... 为了给火箭发动机振动控制提供依据,需要对受到多源激励的发动机进行振动传递路径分析,其主要包括载荷识别和贡献量分析两个环节。为了准确识别发动机多源激励载荷并提供可靠的振动贡献量分析结果,提出一种基于加权正则化的改进传递路径分析技术。首先,推导出了载荷识别相对误差上界,并利用加权矩阵和贝叶斯理论提高载荷识别精度,并基于此提出改进的传递路径分析理论。然后,进行某发动机地面振动试验。最后,根据所提的加权正则化载荷识别理论和参考点响应数据识别了多源激励,并计算分析了不同振源在目标点的振动贡献量。分析结果表明,相较于传统传递路径分析技术,所提方法能更准确地识别多源激励,提供更可靠的振动贡献量分析结果。 展开更多
关键词 多源载荷识别 传递路径分析 火箭发动机
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固体发动机环形塞式喷管外流干扰的数值模拟 预览
12
作者 王一白 寿世烨 +2 位作者 孙长宏 梁远舰 牛禄 《上海航天》 CSCD 2019年第S1期55-61,共7页
针对外流参数对固体塞式喷管发动机性能的影响,基于防空导弹外形,设计了环喉型塞式喷管结构,建立了包含外流场的三维数值仿真模型,开展了3个工作高度下不同来流马赫数和来流迎角的模拟计算。结果表明:在一定的飞行高度下,外流对塞式喷... 针对外流参数对固体塞式喷管发动机性能的影响,基于防空导弹外形,设计了环喉型塞式喷管结构,建立了包含外流场的三维数值仿真模型,开展了3个工作高度下不同来流马赫数和来流迎角的模拟计算。结果表明:在一定的飞行高度下,外流对塞式喷管尾流产生压缩作用,主要造成导弹底部阻力增大,塞锥壁面压强降低。低空下,来流马赫数越大,喷管性能损失越大。来流迎角对塞式喷管性能的影响程度较小,损失不超过1%。对比锥形喷管,环形塞式喷管在从地面到高空的飞行高度范围内,整体效率都保持了较高的数值,尤其是地面工况的喷管效率可提高约5%。 展开更多
关键词 环形塞式喷管 外流 性能分析 数值模拟 火箭发动机
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液氧煤油发动机试车台内部空气流场仿真分析 预览
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作者 刘洋 孙乐 王宏亮 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第1期50-53,共4页
为了研究某待建液氧煤油发动机试车台顶部天窗对其内部空气场及发动机推力测量值的影响,建立了该试车台内部空间三维仿真模型,利用超声速燃气流引射下燃气排放口内空气流动特性作为输入条件,基于零方程湍流模型对台体内部空气流场进行... 为了研究某待建液氧煤油发动机试车台顶部天窗对其内部空气场及发动机推力测量值的影响,建立了该试车台内部空间三维仿真模型,利用超声速燃气流引射下燃气排放口内空气流动特性作为输入条件,基于零方程湍流模型对台体内部空气流场进行仿真分析。结果显示,高速燃气对试车台上部空间空气的引射作用不明显。研究结果表明:不设置天窗时,喷管周围气压略有上升,间接导致发动机理论推力值减少约0.03%,试车台天窗结构开设与否不会对发动机推力测量准确性产生明显影响. 展开更多
关键词 火箭发动机 试车台 空气流场 仿真分析
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火箭发动机回收与重复使用技术研究 预览
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作者 包佳玥 《电子测试》 2019年第12期5-7,共3页
运载火箭的可回收和重复使用技术对于降低航天发射的成本和节约资源有着重要的意义。本文首先对火箭发动机回收和重复使用的关键技术进行系统介绍,然后基于对国内外的研究现状分析,提出火箭发动机回收与重复使用的技术方案创新设计,最... 运载火箭的可回收和重复使用技术对于降低航天发射的成本和节约资源有着重要的意义。本文首先对火箭发动机回收和重复使用的关键技术进行系统介绍,然后基于对国内外的研究现状分析,提出火箭发动机回收与重复使用的技术方案创新设计,最后总结未来火箭发动机可重复使用技术的发展趋势。本文的研究内容为明确未来火箭发动机重复使用关键技术突破的发力点和制定技术发展路线具有实际应用价值与战略意义。 展开更多
关键词 航天 火箭发动机 回收 重复使用
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全流量补燃循环液氧甲烷发动机系统方案研究 预览
15
作者 王海燕 高玉闪 邢理想 《载人航天》 CSCD 北大核心 2019年第2期236-242,共7页
为了在现有火箭发动机的技术条件下,研制高性能、高可靠性、重复使用的液氧甲烷发动机,采用与液氧煤油和液氧甲烷发动机对比的方法,从推力室冷却难易程度、影响涡轮寿命的燃气温度、发动机运载能力等角度考虑,对全流量补燃循环液氧甲烷... 为了在现有火箭发动机的技术条件下,研制高性能、高可靠性、重复使用的液氧甲烷发动机,采用与液氧煤油和液氧甲烷发动机对比的方法,从推力室冷却难易程度、影响涡轮寿命的燃气温度、发动机运载能力等角度考虑,对全流量补燃循环液氧甲烷发动机的混合比和室压进行了优化选择,发动机在高室压和高混合比下工作性能更优;参考目前液氧煤油和液氧液氢发动机方案,对发动机的部分子系统配置进行了对比,采用泵后高压液体驱动预压涡轮、分段冷却推力室的方案技术风险小,且涡轮燃气温度较低。 展开更多
关键词 全流量补燃循环 液氧甲烷推进剂 火箭发动机 系统配置
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液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究 预览
16
作者 张明 孙冰 《火箭推进》 CAS 2019年第2期9-15,共7页
为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改... 为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。 展开更多
关键词 甲烷 跨临界 耦合传热 火箭发动机 再生冷却 突缩突扩
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直流互击式喷注器的实验与数值研究 预览
17
作者 李子阳 李家春 刘忠 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第3期36-41,共6页
针对一种直流互击式喷注器做了冷态实验和数值研究。应用Fluent软件对火箭发动机的直流互击式喷注器的内部流道流场进行了仿真,并与实验结果做了对比,验证了该数值模拟方法的正确性;通过数值模拟研究得到喷注器流道的压力云图、速度矢... 针对一种直流互击式喷注器做了冷态实验和数值研究。应用Fluent软件对火箭发动机的直流互击式喷注器的内部流道流场进行了仿真,并与实验结果做了对比,验证了该数值模拟方法的正确性;通过数值模拟研究得到喷注器流道的压力云图、速度矢量图及流量分布折线图;分析了产生压降及出口流量不均匀的原因;提出改善压降和流量均匀性的方法。结果表明:为直流互击式喷注器的数值仿真、结构设计和优化提供了参考。 展开更多
关键词 火箭发动机 直流互击式喷注器 流道 流场
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含铝金属化浆体推进剂火箭发动机燃烧性能试验研究
18
作者 邵昂 朱韶华 +3 位作者 鄂秀天凤 潘伦 邹吉军 徐旭 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第7期1650-1659,共10页
为研究含铝浆体推进剂的燃烧特性,对浆体推进剂模型火箭发动机开展了一系列试验研究。分别将质量分数为21%的纳米铝粉颗粒以及质量分数为12%的氢化铝复合粒子加入到JP-10燃料中,对比分析了浆体燃料与纯净燃料在燃烧性能方面的差异。燃... 为研究含铝浆体推进剂的燃烧特性,对浆体推进剂模型火箭发动机开展了一系列试验研究。分别将质量分数为21%的纳米铝粉颗粒以及质量分数为12%的氢化铝复合粒子加入到JP-10燃料中,对比分析了浆体燃料与纯净燃料在燃烧性能方面的差异。燃烧试验的氧燃比为1.6-2.0。试验结果表明:与纯净JP-10燃料相比,加入金属颗粒的JP-10浆体燃料在雾化和燃烧过程中产生了严重的结块聚集效应,导致其燃烧效率与质量比冲明显降低,而由于浆体燃料密度远大于纯净JP-10燃料,含纳米铝颗粒的浆体燃料的密度比冲相比于纯净JP-10燃料有大幅提高,提高幅度为5.5%-14.6%。试验还发现浆体燃料的点火延迟略低于纯净JP-10燃料,金属颗粒的加入对推进剂点火性能有积极的影响。试验中采集了喷管出口的固体燃烧产物并进行了XRD,EDS,SEM,TEM等多种手段分析,发现浆体燃料中铝的氧化率约为64%-74%,颗粒团聚现象明显,主要呈球形,尺寸分布不均,约为500nm-3μm。 展开更多
关键词 浆体推进剂 燃烧性能 火箭发动机 试验研究 铝粉颗粒
冷氦换热器传热设计及试验研究 预览
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作者 庞红丽 潘亮 胡坚勇 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第1期54-58,共5页
为满足某火箭二级发动机氧贮箱增压需求,在二级发动机上设计了一种蛇形管式冷氦换热器,并对其进行传热论证。在发动机试验时搭建了一套冷氦试验系统,对冷氦换热器的性能进行试验验证,验证后修正了换热器传热系数。结果表明:冷氦换热器... 为满足某火箭二级发动机氧贮箱增压需求,在二级发动机上设计了一种蛇形管式冷氦换热器,并对其进行传热论证。在发动机试验时搭建了一套冷氦试验系统,对冷氦换热器的性能进行试验验证,验证后修正了换热器传热系数。结果表明:冷氦换热器传热计算合理,修正后的蛇形管长度与试验基本一致。 展开更多
关键词 火箭发动机 换热器 蛇形管 传热系数
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液体火箭发动机用N2O4、甲基肼的清洗剂的研制
20
作者 刘昌国 黄永民 林庆国 《化学推进剂与高分子材料》 CAS 2018年第2期53-58,共6页
采用碳酸铵、N2O4、FPS(一种含氟表面活性剂)等原料及水基清洗剂方案,成功研制了分别针对N2O4和甲基肼推进剂的清洗剂。结果表明:当质量分数不超过5%的碳酸铵溶液与FPS[φ(FPS)≥0.02%]组配时对N2O4的清洗效果良好,而N2O4、... 采用碳酸铵、N2O4、FPS(一种含氟表面活性剂)等原料及水基清洗剂方案,成功研制了分别针对N2O4和甲基肼推进剂的清洗剂。结果表明:当质量分数不超过5%的碳酸铵溶液与FPS[φ(FPS)≥0.02%]组配时对N2O4的清洗效果良好,而N2O4、乙酸、硫酸铜、FPS和六次甲基四胺组配时对甲基肼的清除效果良好;解决了目前我国采用N2O4和甲基肼组合的双组元液体火箭发动机热试车后整机不拆卸清洗综合处理这一技术难题。 展开更多
关键词 火箭发动机 推进剂 N2O4 甲基肼 清洗剂
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