液氧/甲烷发动机研究进展与技术展望 被引量：21

1

作者 尹亮 刘伟强 《航空兵器》 北大核心 2018年第4期21-27,共7页

液氧/甲烷推进剂由于其积碳少、可长期贮存、成本低、无污染、重复性好等优点已成为未来可重复使用运载器的最佳动力选择。本文对比分析了国际上主流可重复使用火箭发动机推进剂组合的优缺点及应用,介绍了目前国内外液氧/甲烷发动机的... 液氧/甲烷推进剂由于其积碳少、可长期贮存、成本低、无污染、重复性好等优点已成为未来可重复使用运载器的最佳动力选择。本文对比分析了国际上主流可重复使用火箭发动机推进剂组合的优缺点及应用,介绍了目前国内外液氧/甲烷发动机的研究进展及发展动态,其中包括Space X公司的"猛禽"、蓝色起源公司BE-4液氧/甲烷发动机、中国蓝箭PNX-1及俄罗斯的RD-0162等,总结了我国在开展液氧/甲烷发动机中的主要研究工作,以期为我国液氧/甲烷发动机技术的探索研究提供参考。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 研究进展 关键技术

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液氧/甲烷发动机动力循环方式研究 被引量：13

2

作者 张小平 李春红 马冬英 《火箭推进》 CAS 2009年第4期14-20,43,共8页

综述了液氧/甲烷发动机的研究进展,分析了液氧/甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧/甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性... 综述了液氧/甲烷发动机的研究进展,分析了液氧/甲烷发动机的特性和应用前景,对比了大推力液氧/甲烷发动机的动力循环方式,提出发动机动力循环方式选择应综合用途、性能、研制难度及使用成本等多方面因素,一次性使用的发动机应采用高性能的高压补燃循环,其中部分甲烷冷却推力室的富燃补燃循环较佳;重复使用的发动机应根据工作次数和工作寿命,重点考虑系统压力低的燃气发生器循环和低压的补燃循环。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧/甲烷 无毒推进剂 重复使用 循环方式

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液氧/甲烷燃气发生器试验研究 被引量：10

3

作者 马冬英 卢钢 +1 位作者 张小平 李春红 《火箭推进》 CAS 2013年第3期21-26,共6页

为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较... 为了研究液氧/甲烷的点火和燃烧特性,进行了液氧/甲烷燃气发生器热试验研究。介绍了液氧/甲烷燃气发生器热试验的试验装置、试验方案和试验情况,分析了试验结果。试验结果表明燃气发生器设计方案和点火方案可行,点火品质较好,能够在较宽的工作条件下稳定工作,燃烧组织合理,燃烧品质良好,温度均匀性较好,积碳轻微。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液氧 甲烷 燃气发生器 点火 燃烧 积碳

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液氧/甲烷燃气发生器点火方案研究 被引量：8

4

作者 李春红 张小平 +1 位作者 马冬英 徐浩海 《火箭推进》 CAS 2010年第5期7-12,共6页

在对比化学点火、火药点火及电火花点火优缺点的基础上,选取了技术成熟、点火可靠的火药点火用于液氧/甲烷燃气发生器热试。用黑火药点燃固体推进剂的点火药量计算公式估算了火药点火药量,给出了液氧/甲烷燃气发生器火药点火器的其它参... 在对比化学点火、火药点火及电火花点火优缺点的基础上,选取了技术成熟、点火可靠的火药点火用于液氧/甲烷燃气发生器热试。用黑火药点燃固体推进剂的点火药量计算公式估算了火药点火药量,给出了液氧/甲烷燃气发生器火药点火器的其它参数。根据液氧/甲烷推进剂特点,确定了火药燃气-液氧-甲烷依次进入燃气发生器的点火时序。成功进行了4次液氧/甲烷燃气发生器热试,结果表明:液氧/甲烷燃气发生器点火起动过程平稳,点火品质较好,点火方案合理,适于较宽工作条件下的液氧/甲烷点火。 展开更多

关键词 液氧/甲烷 燃气发生器 点火方案

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登月下降级液氧甲烷发动机方案研究 被引量：6

5

作者 曹红娟 赵海龙 +2 位作者 蔡震宇 李强 潘亮 《载人航天》 CSCD 2016年第2期186-190,共5页

月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用,必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求,论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点,且... 月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用,必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求,论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点,且相关技术已得到国内外试验验证,技术可行性高,是登月下降级发动机理想选择。经过论证,确定了发动机采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的系统方案。最后,介绍了国内液氧甲烷下降级发动机火炬式电点火器、大范围变工况喷注器等关键技术的研究进展。 展开更多

关键词 登月着陆器 下降级发动机 液氧甲烷

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火星液氧/甲烷推进剂原位制备技术研究进展 被引量：4

6

作者 李梦竹 张登攀 +2 位作者 蒋榕培 孙海云 方涛 《宇航总体技术》 2019年第3期59-70,共12页

火星是人类深空探测的重要目标之一。利用火星上的大气、水等资源原位制备液氧、甲烷等推进剂,不仅为火星探测器返回地球、开展长周期火星探测等提供能源,也为人类建立火星生命保障系统提供必要的物质基础。分析了火星推进剂原位制备的... 火星是人类深空探测的重要目标之一。利用火星上的大气、水等资源原位制备液氧、甲烷等推进剂,不仅为火星探测器返回地球、开展长周期火星探测等提供能源,也为人类建立火星生命保障系统提供必要的物质基础。分析了火星推进剂原位制备的重要性,对推进剂原位制备的资源、技术方案进行了对比分析,并重点叙述了CO_2捕集、水资源获取等方面的研究进展,以期为该领域相关研究提供参考。 展开更多

关键词 火星 液氧/甲烷 推进剂 制备

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30 kN上面级液氧甲烷发动机方案 被引量：4

7

作者 赵海龙 张成印 +1 位作者 曹红娟 程圣清 《火箭推进》 CAS 2021年第1期13-20,共8页

上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道。上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键。长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备... 上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道。上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键。长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备比冲高、空间可长期贮存和高可靠性等能力。针对此技术需求,对比分析了上面级发动机的系统方案;设计了采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的30 kN上面级发动机系统方案;重点介绍了推力室、涡轮泵和发动机总装集成等关键组件的研究进展。研究表明:液氧甲烷推进剂非常适用于长期在轨上面级发动机;闭式膨胀循环发动机系统是长期在轨上面级动力系统方案的首选;推力室和涡轮泵等组件的研制结果,初步证明了发动机系统及组件方案的可行性;发动机总装和演示试验方案设计工作,为深入开展发动机系统技术研究打下了良好基础。 展开更多

关键词 上面级 发动机 液氧甲烷 膨胀循环

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推力调节阀流场分析

8

作者 张成印 徐姗姗 鲍锦华 《载人航天》 CSCD 2016年第2期169-174,共6页

为研究推力调节阀结构对内流场分布及流量特性的影响,利用计算流体力学方法对窗口式气体调节阀的流场进行了仿真计算,该调节阀在作为软着陆下降级的液氧/甲烷发动机中起到推力调节作用。仿真得到了调节阀流场的压力分布、速度分布。速... 为研究推力调节阀结构对内流场分布及流量特性的影响,利用计算流体力学方法对窗口式气体调节阀的流场进行了仿真计算,该调节阀在作为软着陆下降级的液氧/甲烷发动机中起到推力调节作用。仿真得到了调节阀流场的压力分布、速度分布。速度场分布给出了流场中各处流速分布及漩涡出现位置,证明了出口锥角对流场导流作用,能显著影响出口流场中的漩涡数量;压力场结果准确表明流场中节流只发生在窗口位置,不存在二次节流,验证窗口设置及结构的合理性;计算得到了不同调节工况下调节阀的流量系数,变化趋势为随着推力工况增高而降低。 展开更多

关键词 下降级 推力调节 液氧/甲烷 窗口调节阀 CFD

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液氧甲烷发动机重复使用关键技术发展研究 被引量：18

9

作者 郑大勇 颜勇 孙纪国 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第2期31-35,共5页

重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了... 重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了中国为重复使用飞行器研制的60吨级低成本、高可靠液氧甲烷发动机关键技术研究情况。通过试验研究,验证了液氧甲烷火箭动力具有良好的性能、高可靠性与多次重复使用能力。 展开更多

关键词 重复使用运载器 液氧甲烷发动机 重复使用

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液氧甲烷发动机发展现状 被引量：4

10

作者 张小平 周亚强 严伟 《载人航天》 CSCD 北大核心 2023年第1期126-133,共8页

液氧甲烷发动机使用维护便捷、成本低、性能高,是重复使用火箭动力的发展方向。首先,介绍了液氧甲烷发动机的发展情况,包括美国的猛禽发动机和BE-4发动机、俄罗斯的RD-162发动机以及欧洲的普罗米修斯发动机等;总结了中国在液氧甲烷发动... 液氧甲烷发动机使用维护便捷、成本低、性能高,是重复使用火箭动力的发展方向。首先,介绍了液氧甲烷发动机的发展情况,包括美国的猛禽发动机和BE-4发动机、俄罗斯的RD-162发动机以及欧洲的普罗米修斯发动机等;总结了中国在液氧甲烷发动机领域的研究工作;介绍了蓝箭航天80吨级液氧甲烷发动机及200吨级液氧甲烷全流量补燃循环发动机。然后,分析了液化天然气中甲烷含量对液氧甲烷发动机的影响及火箭发动机用液化天然气的优选情况。最后,指出了液氧甲烷发动机的关键技术和发展方向,建议研发大推力重复使用液氧甲烷全流量补燃循环发动机。 展开更多

关键词 液氧甲烷发动机 重复使用火箭 运载火箭 甲烷含量 全流量补燃循环

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60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真 被引量：8

11

作者 王珺 张卫红 +1 位作者 石文靓 郑大勇 《火箭推进》 CAS 2013年第5期16-22,共7页

为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究。介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台。根据仿真结果选取了箱压下点火起动方... 为制定可靠的发动机起动程序,围绕60 t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究。介绍了60 t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台。根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案。试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好。 展开更多

关键词 液氧 甲烷发动机 起动过程 瞬态特性 系统仿真

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再生冷却燃气对流换热系数计算方法优化研究 被引量：6

12

作者 吴有亮 张成印 +2 位作者 潘浩 李强 程圣清 《火箭推进》 CAS 2018年第1期22-26,共5页

目前通常使用Bartz方法来计算液体火箭发动机推力室燃气强迫对流传热系数。Bartz方法没有考虑推力室燃烧区域分布和边界层厚度变化等实际情况对燃气热流的影响,不能很好的反映燃烧区域的燃气热流密度分布,其计算结果与试验存在一定的偏... 目前通常使用Bartz方法来计算液体火箭发动机推力室燃气强迫对流传热系数。Bartz方法没有考虑推力室燃烧区域分布和边界层厚度变化等实际情况对燃气热流的影响,不能很好的反映燃烧区域的燃气热流密度分布,其计算结果与试验存在一定的偏差。在Bartz方法的基础上,考虑燃烧区域长度、边界层厚度变化和流动加速性的影响,建立了修正的Bartz方法,再分别采用Bartz方法、修正的Bartz方法和Pavli方法,进行了推力室再生冷却传热计算。与液氧/甲烷发动机推力室试验结果对比表明,在三种方法中,修正的Bartz方法计算结果与试验结果最为接近。最后,采用修正的Bartz方法研究了推力室压力和混合比对再生冷却的影响。 展开更多

关键词 液氧/甲烷发动机 再生冷却 传热 巴兹法

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全流量补燃循环发动机流量调节器起调过程仿真研究 被引量：1

13

作者 刘子岩 苏展 +2 位作者 高玉闪 邢理想 武晓欣 《载人航天》 CSCD 北大核心 2023年第4期478-486,共9页

针对全流量补燃循环液氧甲烷发动机流量调节器起调过程,建立了流量调节器、涡轮泵等发动机组件起动过程数学模型,对发动机起动过程进行了仿真计算,分析了不同的流量调节器特性参数对发动机起动过程的影响。结果表明,起动过程中流量调节... 针对全流量补燃循环液氧甲烷发动机流量调节器起调过程,建立了流量调节器、涡轮泵等发动机组件起动过程数学模型,对发动机起动过程进行了仿真计算,分析了不同的流量调节器特性参数对发动机起动过程的影响。结果表明,起动过程中流量调节器会经历未起调—起调—稳态工作这3个过程,不合适的起动参数会造成流量调节器流量相较于节流窗口开度而超调,引起发动机各系统参数波动,对发动机结构形成压力冲击。通过适当增大流量调节器阻尼孔开度、推迟转初级起始时间可抑制超调现象以及发生器温度峰过高等危险情况,可提高发动机起动品质。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 全流量补燃循环 液氧/甲烷推进剂 起动过程 流量调节器

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甲烷喷射温度对燃烧稳定性影响规律研究 被引量：2

14

作者 任正达 聂万胜 陈新华 《火箭推进》 CAS 2013年第4期36-40,共5页

对液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性进行了数值仿真研究,比较分析了甲烷喷射温度对其燃烧稳定性的影响规律。结果表明:在222K,224K,226K,228K,230K和234K时,发动机燃烧稳定性较好。

关键词 液氧 甲烷火箭发动机 甲烷喷射温度 燃烧稳定性

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液氧甲烷发动机点火冲击特性研究 被引量：2

15

作者 郑大勇 胡骏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1553-1560,共8页

为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J (Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与... 为研究液氧甲烷发动机燃烧室点火冲击特性及影响因素,根据爆轰波产生的机理,建立了甲烷推进剂液相蒸发数学模型,采用C-J (Chapman-Jouguet)爆轰理论,计算和分析了不同混合比、初温及初压对爆轰参数的影响规律。结果表明,爆轰波的强度与初压、初温及混合比密切相关。初压越高,初温越低,越接近化学当量混合比时,爆轰压比、温度比和爆轰速度越大;减小点火时刻推进剂积存量,增强燃烧装置点火能力,可降低爆轰波强度,减少点火瞬态冲击。 展开更多

关键词 点火冲击 液氧甲烷发动机 推力室 再生冷却 C-J爆轰波 液滴蒸发模型

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RBCC的可实现性方案-DRBCC分析 被引量：2

16

作者 张倩 王兵 +1 位作者 张耘隆 张会强 《火箭推进》 CAS 2014年第5期1-7,13,共8页

提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dual rocket-based combined cycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在... 提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dual rocket-based combined cycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。 展开更多

关键词 火箭基组合动力 引射火箭 超燃冲压发动机 液氧/甲烷火箭发动机

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一种双钟型喷管液氧/甲烷发动机系统方案 被引量：1

17

作者 张卫红 石文靓 郑孟伟 《火箭推进》 CAS 2013年第3期9-14,37,共7页

根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高... 根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高发动机综合比冲性能以及运载器有效载荷的有效途径。 展开更多

关键词 双钟型喷管 液氧 甲烷发动机 系统方案

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铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究 被引量：1

18

作者 姬威信 孙纪国 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第5期105-108,共4页

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可... 采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可降低24.4%,最大热流密度可减小20%;敷设0.05 mm铬镀层时,喉部壁温降低约23%,热流密度减小18.7%;气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬,且镍镀层厚度越大,气壁温和液壁温降低越多,防护效果越好。 展开更多

关键词 液氧/甲烷火箭发动机 推力室 再生冷却 热防护

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基于爆炸弹方法的液体火箭发动机稳定性评定CFD分析

19

作者 陈峰 丰松江 +2 位作者 聂万胜 冯伟 田希晖 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第2期40-43,49,共5页

爆炸弹引入扰动是火箭发动机稳定性评定的主要方法,使用计算流体力学方法模拟液氧/甲烷火箭发动机的工作过程,通过添加压力源项与质量源项模拟爆炸弹爆炸过程,得到火箭发动机不稳定性评定试验中,爆炸弹测试火箭发动机时燃烧室的基本流场... 爆炸弹引入扰动是火箭发动机稳定性评定的主要方法,使用计算流体力学方法模拟液氧/甲烷火箭发动机的工作过程,通过添加压力源项与质量源项模拟爆炸弹爆炸过程,得到火箭发动机不稳定性评定试验中,爆炸弹测试火箭发动机时燃烧室的基本流场,指出了结果误差产生的主要原因。结果表明:该方法可以应用在不稳定性评定分析中,有助于减少试验次数。 展开更多

关键词 液氧/甲烷火箭发动机 爆炸弹 数值模拟 稳定性评定

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