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变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势
被引量：
6
1
作者
姚照辉
范家璇
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第9期1-14,共14页
系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实...
系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段;分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径,预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势,提出了若干适合我国国情的研究建议,为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。
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关键词
可重复使用运载火箭
变推力液体火箭发动机
针栓式发动机
推力深度调节
一体式发生器/调节器
下载PDF
职称材料
针栓式喷注器雾化特性试验
被引量：
14
2
作者
方昕昕
沈赤兵
+1 位作者
成鹏
汪磊
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第8期1853-1860,共8页
采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究,得到了索太尔平均直径(SMD)、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加;随着气液流量比的增大SMD减小...
采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究,得到了索太尔平均直径(SMD)、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加;随着气液流量比的增大SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升;粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35;当气液流量比大于0.206时,由于气动力的作用,雾化边界可分为两段,上面段为收缩段,下面段为等直径段;在针栓式喷注器设计时,狭缝宽度取值越小越好,而液膜半锥角应当考虑SMD和雾化锥角折中选取。
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关键词
针栓式喷注器
变推力
火箭发动机
雾化特性
马尔文测量系统
原文传递
针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真
被引量：
13
3
作者
张连博
毛晓芳
+1 位作者
汪凤山
徐旭
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第10期1487-1494,共8页
为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法...
为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得,流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型,流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示,采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%~3.5%;仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明：针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著;对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言,改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。
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关键词
针栓式喷注器
自燃推进剂
液体火箭发动机
燃烧流动与传热
数值仿真
下载PDF
职称材料
液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展
被引量：
9
4
作者
石璞
朱国强
+1 位作者
李进贤
侯晓
《火箭推进》
CAS
2020年第4期1-13,共13页
针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓...
针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。
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关键词
针栓喷注器
液体火箭发动机
推力调节
雾化性能
燃烧性能
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职称材料
题名
变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势
被引量：
6
1
作者
姚照辉
范家璇
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第9期1-14,共14页
文摘
系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状,并结合我国航天动力研究基础,指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段;分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径,预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势,提出了若干适合我国国情的研究建议,为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。
关键词
可重复使用运载火箭
变推力液体火箭发动机
针栓式发动机
推力深度调节
一体式发生器/调节器
Keywords
Reusable
launching
vehicle
Variable-thrust
liquid
rocket
engine
pintle
-
injector
rocket
engine
Thrust
deep
regulation
Integrated
gas
generator/flow
regulator
分类号
V433 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
针栓式喷注器雾化特性试验
被引量：
14
2
作者
方昕昕
沈赤兵
成鹏
汪磊
机构
国防科技大学航天科学与工程学院高超声速冲压发动机技术重点实验室
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017年第8期1853-1860,共8页
基金
国防科技大学2015年度优秀研究生创新资助项目(S150105)
文摘
采用高速摄影和马尔文测粒系统对针栓式喷注器雾化特性进行研究,得到了索太尔平均直径(SMD)、粒径分布均匀度指数和雾化锥角随针栓式喷注器结构参数的变化趋势。结果表明:SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加;随着气液流量比的增大SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升;粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35;当气液流量比大于0.206时,由于气动力的作用,雾化边界可分为两段,上面段为收缩段,下面段为等直径段;在针栓式喷注器设计时,狭缝宽度取值越小越好,而液膜半锥角应当考虑SMD和雾化锥角折中选取。
关键词
针栓式喷注器
变推力
火箭发动机
雾化特性
马尔文测量系统
Keywords
pintle
injector
variable
thrust
rocket
engine
atomization
characteristic
Marvin
measuring
instrument
分类号
V238 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真
被引量：
13
3
作者
张连博
毛晓芳
汪凤山
徐旭
机构
北京航空航天大学宇航学院
北京控制工程研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第10期1487-1494,共8页
文摘
为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得,流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型,流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示,采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%~3.5%;仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明：针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著;对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言,改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。
关键词
针栓式喷注器
自燃推进剂
液体火箭发动机
燃烧流动与传热
数值仿真
Keywords
pintle
injector
Hypergolic
propellant
Liquid
rocket
engine
Combustion
flow
and
heat
transfer
Numerical
simulation
分类号
V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展
被引量：
9
4
作者
石璞
朱国强
李进贤
侯晓
机构
西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室
中国航天科技集团有限公司
出处
《火箭推进》
CAS
2020年第4期1-13,共13页
基金
液体火箭发动机技术重点实验室基金(HTKJ2020KL011002)。
文摘
针栓喷注器具有结构简单、可靠性高、燃烧稳定,可实现深度节流、面关机、机构可按比例缩放、成本低等显著优点,以其为基础的推力调节技术是一种实现液体火箭发动机变推力方案的有效途径,得到了广泛的应用。基于国内外针栓喷注器及针栓式发动机技术的发展现状和应用实例,着重从喷注器雾化性能和发动机燃烧流动问题2个方面进行了分析,在此基础上提出了对喷注器及发动机技术研究方向和研究重点的建议。
关键词
针栓喷注器
液体火箭发动机
推力调节
雾化性能
燃烧性能
Keywords
pintle
injector
liquid
rocket
engine
thrust
control
spray
performance
combustion
performance
分类号
V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势
姚照辉
范家璇
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022
6
下载PDF
职称材料
2
针栓式喷注器雾化特性试验
方昕昕
沈赤兵
成鹏
汪磊
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2017
14
原文传递
3
针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真
张连博
毛晓芳
汪凤山
徐旭
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
13
下载PDF
职称材料
4
液体火箭发动机针栓喷注器雾化燃烧技术研究进展
石璞
朱国强
李进贤
侯晓
《火箭推进》
CAS
2020
9
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职称材料
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