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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
1
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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60t级液氧/甲烷发动机起动过程建模与仿真 被引量：8
2
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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RBCC的可实现性方案-DRBCC分析 被引量：2
3
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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甲烷喷射温度对燃烧稳定性影响规律研究 被引量：2
4
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
5
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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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
6
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
7
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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