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Analysis of a 1 kW organic Rankine cycle using a scroll expander for engine coolant and exhaust heat recovery 被引量:11
1
作者 Yiji LU Anthony Paul ROSKILLY +2 位作者 Long JIANG Longfei CHEN Xiaoli YU 《Frontiers in Energy》 SCIE CSCD 2017年第4期527-534,共8页
The development of engine waste heat recov- ery technologies attracts ever increasing interests due to the rising strict policy requirements and environmental con- cerns. This paper presented the study of engine coola... The development of engine waste heat recov- ery technologies attracts ever increasing interests due to the rising strict policy requirements and environmental con- cerns. This paper presented the study of engine coolant and exhaust heat recovery using organic Rankine cycle (ORC). Eight working fluids were selected to evaluate and compare the performance of the integrated waste heat recovery system. Rather than the conventional engine ORC system mainly focusing on the utilization of exhaust energy, this work proposed to fully use the engine coolant energy by changing the designed parameters of the ORC system. The case study selected a small engine as the heat source to drive the ORC system using a scroll expander for power production. The evaluation results suggest that under the engine rated condition, the solution to fully recover the engine coolant energy can achieve a higher power generation performance than that of the conven- tional engine ORC system. The results suggest that adding a recuperator to the ORC system can potentially improve the system performance when the working fluids are dry and the overall dumped heat demand of the system can be reduced by 12% under optimal conditions. When the ORC evaporating and condensing temperature are respectivelyset at 85℃ and 30℃, the integrated engine waste heat recovery system can improve the overall system efficiency by 9.3% with R600, R600a or n-Pentane as the working fluid. 展开更多
关键词 organic Rankine cycle scroll expander cool-ant and exhaust recovery internal combustion engine
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膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性研究 被引量:1
2
作者 李锦江 吴瑾清 +2 位作者 孙慧娟 崔荣军 张楠 《低温工程》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期86-91,共6页
为满足长时间在轨低温上面级对发动机低入口压力起动的需求,对膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性进行了仿真和试验研究,建立了较为准确的起动特性仿真模型,完成了地面环境和高空模拟环境氢入口低箱压起动试验。结果表明,氢入口压力越低... 为满足长时间在轨低温上面级对发动机低入口压力起动的需求,对膨胀循环氢氧发动机低箱压起动特性进行了仿真和试验研究,建立了较为准确的起动特性仿真模型,完成了地面环境和高空模拟环境氢入口低箱压起动试验。结果表明,氢入口压力越低,发动机起动加速性越慢,两者呈类似双曲线关系;降低喷管出口背压有利于发动机起动,氢入口压力越低,背压对起动加速性的影响越大。 展开更多
关键词 膨胀循环发动机 低箱压 起动特性 AMESIM
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膨胀循环发动机技术的发展、应用与展望 被引量:6
3
作者 周利民 刘中祥 《火箭推进》 CAS 2016年第1期1-5,共5页
系统总结了国内外膨胀循环发动机技术的发展和应用情况,在分析未来航天发展需求、研究膨胀循环发动机技术发展方向的基础上,对膨胀循环发动机技术未来的发展进行了展望。
关键词 膨胀循环发动机 火箭发动机 技术发展
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膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究
4
作者 李锦江 陈明航 +1 位作者 崔荣军 张楠 《宇航总体技术》 2024年第2期32-38,共7页
针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推... 针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。 展开更多
关键词 膨胀循环发动机 低压火炬式电点火 点火能量
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膨胀循环发动机技术现状及其进展 被引量:6
5
作者 孙纪国 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2001年第2期51-57,共7页
介绍了国际上膨胀循环发动机的循环系统选择、启动方式、膨胀推力室和喷管延伸段的技术水平和最新研制进展。性能高、结构简单、重量低、可靠性高、启动平稳等是膨胀循环发动机的主要优点。
关键词 膨胀循环 火箭发动机 推进技术
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某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析 被引量:4
6
作者 周伟 《火箭推进》 CAS 2015年第2期63-69,共7页
为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温... 为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。 展开更多
关键词 膨胀循环发动机 推力室 冷却通道 分布不均
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电动膨胀循环变推力液体火箭发动机推力控制方案
7
作者 梁涛 胡润生 +3 位作者 李清廉 崔朋 宋杰 陈兰伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期2957-2972,共16页
以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象,设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案,其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型,验证了重要部组件模型的准确性,并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行... 以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象,设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案,其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型,验证了重要部组件模型的准确性,并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定,最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明:在推力变比5∶1全工况范围内,双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制,系统不存在稳态误差,但是调节过程存在波动;针对调节过程而言,双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因,而积分输出造成了控制目标的稳态误差;相比阶跃信号调节,双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好,因此实际使用中,应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。 展开更多
关键词 电动膨胀循环 液体火箭发动机 推力调节 PID控制 动态特性
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LOX/LCH_4变推力发动机技术初步研究 被引量:3
8
作者 刘昌波 李福云 +1 位作者 兰晓辉 林革 《火箭推进》 CAS 2010年第1期25-32,共8页
对国内外变推力发动机和LOX/LCH4发动机的研究进展进行了总结,在此基础上,提出了一种LOX/LCH4变推力发动机系统方案。在深入分析的基础上,对此方案进行了功率平衡和推力室传热计算,结果表明该系统方案完全能够实现10:1推力变比。LOX/LCH... 对国内外变推力发动机和LOX/LCH4发动机的研究进展进行了总结,在此基础上,提出了一种LOX/LCH4变推力发动机系统方案。在深入分析的基础上,对此方案进行了功率平衡和推力室传热计算,结果表明该系统方案完全能够实现10:1推力变比。LOX/LCH4变推力发动机可以广泛应用于多种运载器和航天器中,对我国探月及后续的载人登月工程均可以提供技术支持,对LOX/LCH4发动机的技术发展和未来的载人登陆火星等任务都具有深远影响。 展开更多
关键词 LOX/LCH4 膨胀循环 变推力 火箭发动机
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氢氧火炬式电点火系统研究 被引量:3
9
作者 郭田莉 孙慧娟 《战术导弹技术》 北大核心 2015年第3期55-59,共5页
从国外研究进展的角度,阐述了膨胀循环发动机火炬式电点火系统的发展趋势,综合分析比较各电点火系统方案的优缺点,并基于某发动机火炬式电点火系统方案的前期研究结果,提出了改进型液氢/液氧膨胀循环发动机氢氧火炬式电点火系统方案。
关键词 膨胀循环发动机 氢氧 电点火系统
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膨胀循环发动机空间二次启动问题研究 被引量:1
10
作者 刘中祥 袁宇 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第6期29-32,共4页
膨胀循环发动机采用箱压自身启动,启动的初始能源来自箱压和以推力室为主的结构换热。发动机完成一次工作后,先后要经历一次关机、滑行、预冷、二次点火/启动等一系列复杂过程,导致发动机空间二次启动与地面启动、一次启动存在着显著差... 膨胀循环发动机采用箱压自身启动,启动的初始能源来自箱压和以推力室为主的结构换热。发动机完成一次工作后,先后要经历一次关机、滑行、预冷、二次点火/启动等一系列复杂过程,导致发动机空间二次启动与地面启动、一次启动存在着显著差异,在地面完全真实地模拟这一过程十分困难。采用地面模拟试验、真空模拟试验和数值仿真相结合的方法,对膨胀循环发动机空间二次启动所涉及的若干技术问题进行研究。 展开更多
关键词 膨胀循环发动机 空间 二次启动
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膨胀循环氢氧发动机火炬点火系统方案研究
11
作者 李锦江 刘恒 +2 位作者 刘登丰 褚宝鑫 张楠 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第3期38-44,共7页
针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢... 针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢、氧泵后引液氧的方案烧蚀风险较小,但对发动机起动和稳态特性有一定影响。试验验证了仿真分析结果,实现了中国液体火箭发动机首次低压火炬式电点火起动,初步表明点火系统方案可行。 展开更多
关键词 膨胀循环 氢氧发动机 火炬式电点火 系统方案 仿真
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登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究 被引量:5
12
作者 刘登丰 黄仕启 周伟 《火箭推进》 CAS 2014年第4期22-28,76,共8页
在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机。通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变... 在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机。通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术。 展开更多
关键词 登月舱 深度变推 膨胀循环 液氧甲烷发动机
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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
13
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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液氧甲烷膨胀循环变推力发动机系统方案对比研究 被引量:2
14
作者 崔朋 李清廉 +1 位作者 成鹏 张北辰 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期106-115,共10页
当前对液氧甲烷膨胀循环变推力火箭发动机的研制难点和关键技术认识不够清楚,尤其是在大变比推力调节方案方面。基于整个发动机系统,采用理论计算方法,探讨甲烷膨胀做功能力以及变推力调节方案可行性。分别给出了单涡轮系统方案和双涡... 当前对液氧甲烷膨胀循环变推力火箭发动机的研制难点和关键技术认识不够清楚,尤其是在大变比推力调节方案方面。基于整个发动机系统,采用理论计算方法,探讨甲烷膨胀做功能力以及变推力调节方案可行性。分别给出了单涡轮系统方案和双涡轮系统方案,首次给出了不同工况下详细的系统状态参数分布,进行了对比分析,并探讨了甲烷做功能力随室压的变化规律。研究结果表明,甲烷做功能力随着室压的减小呈现先减小后增大的趋势,单涡轮和双涡轮系统方案均能够实现大范围推力调节;相比单涡轮方案,双涡轮方案能够更好地保证混合比,且甲烷气体做功能力利用效率更高,氧涡轮和燃料涡轮功率变化范围较窄,涡轮所处环境较为缓和,因此双涡轮系统方案具备一定优势。 展开更多
关键词 液氧甲烷 膨胀循环 变推力火箭发动机 单涡轮系统方案 双涡轮系统方案 对比研究
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火箭发动机启动过程的部分可观Petri网故障诊断 被引量:2
15
作者 刘久富 孙燕 +2 位作者 于杰 刘文渊 刘海阳 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期15-21,共7页
针对液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程中存在的不可观事件和不可观运行状态,现有故障诊断方法仍存在诊断不准确的问题,提出一种基于部分可观Petri网的故障诊断方法.首先,将系统获取的观测序列分解为单位长度的基础观测序列,应用线性矩... 针对液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程中存在的不可观事件和不可观运行状态,现有故障诊断方法仍存在诊断不准确的问题,提出一种基于部分可观Petri网的故障诊断方法.首先,将系统获取的观测序列分解为单位长度的基础观测序列,应用线性矩阵不等式计算与基础观测序列相符的点火序列集;然后,采用向前-向后算法拓展诊断区间、参数K限定故障诊断序列长度,通过分析点火序列集中不可观变迁是否正常点火,判定观测序列是否包含故障;最后,将部分可观Petri网故障诊断算法应用于液氧/甲烷膨胀循环发动机启动过程.结果表明:所提出的算法使计算复杂性缩小为原来的h_o^(-1)·e^(h_o-K),避免随状态空间复杂性增大而出现的状态空间爆炸问题,同时算法能进行实时跟随、在线诊断,诊断准确性可达到99.134%. 展开更多
关键词 液氧/甲烷膨胀循环发动机 故障诊断 部分可观Petri网 整数线性规划 向前向后算法
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某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究 被引量:3
16
作者 黄仕启 李锦江 孙慧娟 《火箭推进》 CAS 2017年第5期39-44,共6页
某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参... 某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参数,该型膨胀循环发动机与采用被动引射的某型燃气发生器循环发动机参数相当,这为该型膨胀循环发动机采用被动引射提供了可能,并对膨胀循环发动机采用被动引射高空模拟试验方案的可行性进行仿真研究。 展开更多
关键词 膨胀循环发动机 高空模拟 主动引射 被动引射
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