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空气涡轮火箭发动机热力循环特性分析 被引量：7
1
作者 李文龙 郭海波 南向谊 《火箭推进》 CAS 2015年第4期48-54,共7页
采用热力学第一定律分析法分析了液体推进剂空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,ATR)的基本热力过程,通过能量平衡计算得出了理想循环功、热效率和发动机比冲,确定了影响理想热力循环性能的5个特征参数,进而分析了地面静态和飞行状态... 采用热力学第一定律分析法分析了液体推进剂空气涡轮火箭发动机(Air Turbo Rocket,ATR)的基本热力过程,通过能量平衡计算得出了理想循环功、热效率和发动机比冲,确定了影响理想热力循环性能的5个特征参数,进而分析了地面静态和飞行状态下热力学特征参数对发动机热力循环性能的影响规律。结果表明:提高燃烧室温比、发生器温比和涡轮落压比有利于ATR循环功和燃料比冲性能的提升,提高压气机压比将在增大循环功和热效率的同时降低燃料比冲性能;理想循环热效率随来流马赫数的增大而增大,循环功和燃料比冲随来流马赫数的增大而先增大后减小,存在极大值。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 热力循环 理想循环功 热效率
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局部进气条件下空气涡轮火箭发动机掺混燃烧研究 被引量：7
2
作者 李文龙 李平 +1 位作者 李光熙 南向谊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1222-1230,共9页
为揭示空气涡轮火箭发动机燃烧室中富燃燃气与空气在涡轮局部进气条件下的混合增强机制和燃烧反应机理,对富燃燃气与空气的湍流混合及燃烧过程进行了数值模拟,并结合试验结果定量分析了两类燃烧组织方案的掺混和燃烧效率。研究结果表明... 为揭示空气涡轮火箭发动机燃烧室中富燃燃气与空气在涡轮局部进气条件下的混合增强机制和燃烧反应机理,对富燃燃气与空气的湍流混合及燃烧过程进行了数值模拟,并结合试验结果定量分析了两类燃烧组织方案的掺混和燃烧效率。研究结果表明:涡轮局部进气条件下波瓣混流器强化掺混的主导因素是大尺度流向涡的对流型混合,涡轮局部进气对涡系的初始空间分布及涡量强度具有显著影响,其对下游掺混质量的影响与波瓣型面相关;肼分解燃气与空气的燃烧是一种分支链锁反应,其主要反应历程是氢气的氧化反应和氨气的分解,热混合效率可作为掺混燃烧效率预测的重要参考量。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 涡轮局部进气+ 波瓣混流器 化学反应机理
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甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭发动机性能分析 被引量：4
3
作者 罗佳茂 杨顺华 +3 位作者 张建强 李季 向周正 张弯洲 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1964-1975,共12页
为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭(Air-turborocket,ATR)发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影... 为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭(Air-turborocket,ATR)发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影响,分析了不同来流工况下发动机正常工作对各部件的性能需求。计算结果表明,通过大于1.0倍当量比甲烷预冷作用,甲烷预冷膨胀循环ATR发动机能在压气机压比低于2.0条件下实现Ma0~4.0速域连续工作,但由于甲烷焓值较低,限制了压气机压比的提升,因此甲烷较低的单位功是限制发动机性能改进的主要因素;甲烷预冷膨胀循环ATR发动机的涡轮功率只有在较高落压比和甲烷压力条件下才能平衡压气机功率需求;冷却循环系统与空气的热力循环匹配问题是各部件协同工作的关键,通过适当选取发动机各部件控制参数,能在Ma0~4.0速域内获得1250~2114s的比冲、70~110s的单位推力和50%的总效率。 展开更多
关键词 预冷 膨胀循环 空气涡轮火箭发动机 甲烷 发动机
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空气涡轮火箭发动机风车状态数值仿真研究 被引量：2
4
作者 张留欢 逯婉若 《火箭推进》 CAS 2015年第6期16-20,共5页
开展了飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,空气涡轮火箭发动机(ATR)风车状态数值仿真研究。根据ATR发动机结构方案,建立了三维计算模型,并以压气机转子扭矩为0作为风车状态判据,使用计算流体动力学方法,计算获得了不同给定转速下ATR发动机... 开展了飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,空气涡轮火箭发动机(ATR)风车状态数值仿真研究。根据ATR发动机结构方案,建立了三维计算模型,并以压气机转子扭矩为0作为风车状态判据,使用计算流体动力学方法,计算获得了不同给定转速下ATR发动机三维流场结果。研究发现,冷态条件下随着给定压气机转子转速的不断升高,发动机通流能力逐渐增强,发动机入口气流静压逐渐降低,速度逐渐增加。同时,确认了在飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,ATR发动机风车转速约为6 900 r/min,内阻约2 170 N。此时,发动机进出口总压损失约61%。其中,压气机流道进出口总压损失达到了32.6%。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 风车状态 数值仿真 内阻
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ATR发动机高马赫数工作特性仿真研究 被引量：2
5
作者 刘轶 南向谊 +1 位作者 李光熙 王祎 《火箭推进》 CAS 2021年第6期55-61,92,共8页
针对空气涡轮火箭(ATR)发动机在高空高马赫数的工作特性开展了研究,建立了高马赫数下发动机与进排气系统一体化计算模型,开展了进气道、燃气发生器、燃烧室和尾喷管的匹配工作特性及影响分析。同时对ATR发动机在该工作状态下的内流场进... 针对空气涡轮火箭(ATR)发动机在高空高马赫数的工作特性开展了研究,建立了高马赫数下发动机与进排气系统一体化计算模型,开展了进气道、燃气发生器、燃烧室和尾喷管的匹配工作特性及影响分析。同时对ATR发动机在该工作状态下的内流场进行了数值仿真分析,并完成了高马赫数自由射流试验与流场仿真结果对比,验证了发动机高马赫数工作特性的正确性。综合内流场数值仿真与试验验证结果分析认为ATR发动机在马赫数3.5时具有良好的性能,涡轮机对来流空气具有一定的增压作用,进气道工作状态稳定,始终处于起动状态,发动机的推力增益与仿真计算结果一致。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 自由射流试验 工作特性 仿真研究
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空气涡轮火箭发动机性能仿真分析 被引量：1
6
作者 朱岩 吴弈臻 +1 位作者 马元 南向谊 《火箭推进》 CAS 2021年第3期67-73,共7页
针对空气涡轮火箭(ATR)发动机展开研究,在建立发动机全系统数学模型仿真系统的基础上,研究不同推进剂组合对发动机性能影响,并采用发动机组件关键参数对推力比冲影响分析方法,确定发动机关键参数范围,结果表明:推力方面液氧甲烷(LOX/CH_... 针对空气涡轮火箭(ATR)发动机展开研究,在建立发动机全系统数学模型仿真系统的基础上,研究不同推进剂组合对发动机性能影响,并采用发动机组件关键参数对推力比冲影响分析方法,确定发动机关键参数范围,结果表明:推力方面液氧甲烷(LOX/CH_(4))推进剂更具优势,比冲方面液氢液氧(LOX/LH_(2))推进剂具有很大优势。发现涡轮效率提高对发动机比冲增益最为显著,每提高1%涡轮效率比冲平均增加9.1 s;压气机效率的影响次之,比冲平均增加8.0 s。随着涡轮和压气机效率的增加,发动机比冲增加而推力下降;随着燃烧效率的增加,发动机推力和比冲均增加。 展开更多
关键词 ATR发动机 敏感参数 性能指标 推进剂
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挤压油膜阻尼器在ATR发动机中的应用
7
作者 侯理臻 王珺 +3 位作者 黄金平 朱东华 秦洁 黄红 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2022年第S01期94-99,共6页
为了减小空气涡轮火箭(Air turbo rocket,ATR)发动机工作时的振动响应,针对ATR发动机的转子结构特征,建立了有限元模型,设计了挤压油膜阻尼器,并完成了动力学特性分析与试验验证。研究结果表明:该型ATR转子在一阶振型时的主要应变能集中... 为了减小空气涡轮火箭(Air turbo rocket,ATR)发动机工作时的振动响应,针对ATR发动机的转子结构特征,建立了有限元模型,设计了挤压油膜阻尼器,并完成了动力学特性分析与试验验证。研究结果表明:该型ATR转子在一阶振型时的主要应变能集中在1号轴承处,二阶振型时的主要应变能集中在2号轴承处;转子在一号轴承处设计挤压油膜阻尼器后,能够明显减小一阶响应,但对于二阶响应的减振程度有限;在ATR转子上合理地设计应用挤压油膜阻尼器,对于抑制转子的振动响应具有显著的作用,能够使得ATR发动机转子平稳地增速到工作转速。 展开更多
关键词 空气涡轮火箭发动机 挤压油膜阻尼器 应变能 动力学特性
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