预冷却涡轮基组合循环发动机发展现状及应用前景 被引量：16

1

作者 王占学 乔渭阳 《燃气涡轮试验与研究》 2005年第1期53-56,62,共5页

本文介绍了国外新型预冷却涡轮基组合循环(TBCC)发动机的技术研究现状,其中最具代表性的是美国的喷流预冷却TBCC发动机和日本的ATREX发动机。在对预冷却TBCC发动机发展现状分析的基础上,介绍了预冷却TBCC发动机的技术优势、关键技术、... 本文介绍了国外新型预冷却涡轮基组合循环(TBCC)发动机的技术研究现状,其中最具代表性的是美国的喷流预冷却TBCC发动机和日本的ATREX发动机。在对预冷却TBCC发动机发展现状分析的基础上,介绍了预冷却TBCC发动机的技术优势、关键技术、潜在应用方向及我国开展预冷却TBCC发动机研究的可行性。 展开更多

关键词 发展现状 技术优势 中国 美国 日本 国外 可行性 发动机 应用方向 涡轮

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液氢预冷吸气式发动机建模与循环特性分析 被引量：6

2

作者 姚尧 王占学 +1 位作者 张晓博 周莉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期21-31,共11页

为研究预冷发动机的循环特性,提出了一种结构简单、部件匹配难度低的液氢预冷吸气式发动机构型,分析了其热力循环过程,比较了与预冷膨胀式空气涡轮冲压发动机(ATREX)在循环方式上的异同。基于部件法建模,提出了一种通用的自定义部件计... 为研究预冷发动机的循环特性,提出了一种结构简单、部件匹配难度低的液氢预冷吸气式发动机构型,分析了其热力循环过程,比较了与预冷膨胀式空气涡轮冲压发动机(ATREX)在循环方式上的异同。基于部件法建模,提出了一种通用的自定义部件计算顺序的方法,解决了加热器部件冷热两端的先后计算问题,发展了整机性能计算模型,计算并分析了关键循环参数对发动机性能的影响。计算结果表明:在设计点,压气机压比和燃油流量对发动机性能影响显著,而涡轮前温度主要影响燃油流路部件参数的选择。沿飞行轨迹,增大压气机设计压比、设计燃油流量可以提高低马赫数的推力,增大压气机设计压比会增大高马赫数的涡轮功率负荷,降低15%的设计燃油流量可以提高10%以上的比冲;增大涡轮前温度可以适当提高比冲,显著降低涡轮功率负荷。相比于ATREX与预冷涡轮发动机(PCTJ),液氢预冷吸气式发动机具有较大的比冲优势。 展开更多

关键词 预冷发动机 热力循环 部件法 性能模拟 特性分析

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甲烷预冷器三维换热特性数值研究

3

作者 罗佳茂 游进 +3 位作者 焦思 杨顺华 薄泽民 肖云雷 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期39-49,共11页

采用三维数值仿真方法对轴向管束式甲烷预冷器的热交换性能进行了评估,获得了预冷器在不同冷却剂当量比和飞行工况下的流场分布,并在此基础上提出了冷却剂流量控制策略。计算结果表明:该型甲烷预冷器在3倍当量比冷却剂条件下最高能将来... 采用三维数值仿真方法对轴向管束式甲烷预冷器的热交换性能进行了评估,获得了预冷器在不同冷却剂当量比和飞行工况下的流场分布,并在此基础上提出了冷却剂流量控制策略。计算结果表明:该型甲烷预冷器在3倍当量比冷却剂条件下最高能将来流空气冷却131 K,能将传统涡轮发动机工作速域拓展至马赫数为3.0以上;预冷器出口空气流场受管束排列方式影响无法实现完全均匀,总温畸变为13.3%;甲烷最高温升为395 K;冷却管内外壁面平均温差约为15 K,管内甲烷横截面内温差约为10 K;预冷器总压恢复系数为0.715~0.88,换热有效度为0.63~0.9,最大功质比为395 kW/kg。在发动机预冷需求和冷却剂消耗限制条件下规划了冷却剂流量控制策略,建议马赫数为2.5以下保持不高于1.5倍当量比冷却剂,马赫数为3.0以上保持3倍当量比冷却剂。 展开更多

关键词 预冷器 甲烷 预冷发动机 热交换 冷却管

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美俄高超声速武器动力技术发展趋势研究 被引量：4

4

作者 刘晓波 罗月培 孙杭义 《战术导弹技术》 北大核心 2021年第6期111-120,138,共11页

结合美俄在高超声速武器研制方面的最新动态,系统梳理了美俄在高超声速导弹、高超声速飞机、天地往返可复用空天武器、高超声速飞行试验平台等几类高超声速武器方面的研发计划,重点介绍了美俄在火箭动力技术、吸气式超燃冲压发动机技术... 结合美俄在高超声速武器研制方面的最新动态,系统梳理了美俄在高超声速导弹、高超声速飞机、天地往返可复用空天武器、高超声速飞行试验平台等几类高超声速武器方面的研发计划,重点介绍了美俄在火箭动力技术、吸气式超燃冲压发动机技术、组合动力技术、新概念发动机技术等几种高超声速武器动力技术方面的研究工作,研究和分析了其动力技术的未来发展趋势,得出美俄近期将重点发展火箭协同动力,并加速调整高超声速武器动力技术研发路线等结论。 展开更多

关键词 高超声速武器 动力技术 高超声速导弹 高超声速飞机 超燃冲压发动机 火箭发动机 预冷却发动机

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膜片式微通道预冷器换热微细管束振动分析与可靠性评价方法

5

作者 王正 马同玲 +1 位作者 王博文 顾美丹 《中国机械工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期869-876,885,共9页

针对预冷吸气式组合发动机的膜片式微通道预冷器换热微细管束振动可靠性问题,建立换热微细管固有振动特性计算方法与数学模型,研究预冷器换热微细管在高速气流冲击下的振动模式,给出综合考虑旋涡脱落激振、紊流抖振和弹性激振等多种共... 针对预冷吸气式组合发动机的膜片式微通道预冷器换热微细管束振动可靠性问题,建立换热微细管固有振动特性计算方法与数学模型,研究预冷器换热微细管在高速气流冲击下的振动模式,给出综合考虑旋涡脱落激振、紊流抖振和弹性激振等多种共振模式的预冷器换热微细管束振动可靠性评价模型,揭示预冷器换热微细管振动可靠度的变化规律。研究结果表明,预冷器换热微细管的固有振动频率与换热微细管外径、壁厚、相邻支撑间隔板之间跨度以及材料特性等参数密切相关,其振型具有正弦函数的特征;预冷器换热微细管在高速气流冲击作用下存在旋涡脱落激振、紊流抖振、弹性激振等共振模式;预冷器换热微细管振动可靠度随外侧被冷却工质流速的增大呈现出先降低后提高并趋近于某一数值的变化规律;为防止预冷器换热微细管发生共振损坏,在结构设计中要充分结合工作剖面、流动换热特性等,合理设计换热微细管束结构参数。 展开更多

关键词 预冷吸气式组合发动机 预冷器 换热微细管束 振动分析 可靠性评价

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预冷空气类动力系统发展历程浅析 被引量：10

6

作者 马海波 张蒙正 《火箭推进》 CAS 2019年第2期1-8,共8页

预冷空气类动力系统是当前高超声速领域研究的热点,是未来两级入轨可重复运载器的一级和临近空间高超声速投放平台的理想动力方案。通过查找国内外公开文献,回顾了预冷空气类动力系统的发展历程,介绍了各个阶段的典型方案与研究成果,分... 预冷空气类动力系统是当前高超声速领域研究的热点,是未来两级入轨可重复运载器的一级和临近空间高超声速投放平台的理想动力方案。通过查找国内外公开文献,回顾了预冷空气类动力系统的发展历程,介绍了各个阶段的典型方案与研究成果,分析了各个方案演变过程和可能原因,重点比较了引入氦作为中间介质的预冷空气类发动机循环方案的差异。分析表明:各种方案改进的最主要目的是提升空气预冷效率,降低冷却消耗的燃料,提升发动机的综合性能;当前国内外的相关研究工作已经由最初液化循环转变为深冷循环,再到以SABRE4为代表的适度冷却方案;在保持系统性能最大化的前提下,结合当前技术水平,增加系统可行性,加快从方案论证向部件集成及试验验证转变的步伐。 展开更多

关键词 预冷空气类动力系统 SABRE 组合发动机 发展历程

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预冷技术在涡轮冲压组合动力中的应用 被引量：8

7

作者 童传琛 娄德仓 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2013年第6期21-25,60,共6页

综合分析了预冷技术在高速飞行器推进系统上的应用,总结出预冷的结构形式及其对发动机性能的影响。研究表明,实现预冷的途径主要有两种:一是在压气机进口喷入冷却介质(如液氧、水等),二是利用预冷器。后者效率高,但设计难度较大。因此,... 综合分析了预冷技术在高速飞行器推进系统上的应用,总结出预冷的结构形式及其对发动机性能的影响。研究表明,实现预冷的途径主要有两种:一是在压气机进口喷入冷却介质(如液氧、水等),二是利用预冷器。后者效率高,但设计难度较大。因此,轻质、高效的紧凑型预冷器是实现发动机预冷的关键技术。总结了先进预冷器在提高换热效率、减少压力损失和抑制结冰方面的设计技术及研究成果,可为将来预冷器的设计提供经验和技术支持。 展开更多

关键词 预冷技术 预冷器 高超声速飞行器 涡轮基组合循环发动机 防冰措施

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PATR发动机控制特性和最大状态控制规律分析

8

作者 马文友 马元 +2 位作者 马海波 玉选斐 吴弈臻 《火箭推进》 CAS 2023年第6期90-99,共10页

为了研究预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)的最大状态(最大推力和最大比冲状态)控制规律,建立了PATR的稳态变工况模型,研究了控制量对发动机性能参数的影响特性,给出了在总氢流量一定的前提下,发动机的最优性能状态(推力和比冲同时达到最大... 为了研究预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)的最大状态(最大推力和最大比冲状态)控制规律,建立了PATR的稳态变工况模型,研究了控制量对发动机性能参数的影响特性,给出了在总氢流量一定的前提下,发动机的最优性能状态(推力和比冲同时达到最大)控制规律,在此基础上进一步分别得到了发动机的最大推力状态和最大比冲状态的控制规律,并分别给出了发动机处于最大推力状态和最大比冲状态下的飞行包线。结果表明:当总氢流量一定时,PATR发动机的推力和比冲将随主燃室温度、氦涡轮入口温度、尾喷管喉部面积的增加而增大;给定总氢流量下的PATR发动机的最优性能状态控制规律为:核心机余气系数之和等于1、氦涡轮入口温度、尾喷管喉部面积分别取得最大值,此时发动机的推力和比冲同时达到最大,发动机处于最优性能状态;当主燃室温度、氦涡轮入口温度、尾喷管喉部面积一定时,推力随总氢流量的增加而增大,比冲与之相反;PATR发动机的最大推力状态控制规律为核心机余气系数之和等于1、氦涡轮入口温度、尾喷管喉部面积分别取得最大值,并要尽可能地增加总氢流量;PATR发动机的最大比冲状态控制规律为核心机余气系数之和等于1、氦涡轮入口温度、尾喷管喉部面积分别取得最大值,并要尽可能地减小总氢流量。 展开更多

关键词 预冷组合发动机 PATR 控制规律 最优性能 最大推力 最大比冲

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基于控制规律的PATR发动机典型工况点速度与高度特性分析 被引量：3

9

作者 马文友 张文胜 +3 位作者 马元 玉选斐 马海波 吴弈臻 《火箭推进》 CAS 2022年第6期35-43,共9页

为了研究预冷空气涡轮火箭发动机(PATR发动机)在最大推力状态下的部件匹配规律和系统性能特点,建立了PATR发动机的非线性变工况模型,确定了一种能充分发挥发动机推力性能和使其能安全稳定工作的控制规律,并研究了基于该控制规律的PATR... 为了研究预冷空气涡轮火箭发动机(PATR发动机)在最大推力状态下的部件匹配规律和系统性能特点,建立了PATR发动机的非线性变工况模型,确定了一种能充分发挥发动机推力性能和使其能安全稳定工作的控制规律,并研究了基于该控制规律的PATR发动机典型工况点的速度和高度特性。数值计算表明:保持氦涡轮转速和入口温度为最大允许值,确保主燃室余气系数不大于1.6和外涵冲压燃烧室余气系数不小于1.5,并使尾喷管喉部开度和空气压气机换算流量保持一定的关系时,PATR发动机处于最大推力状态,并能够在安全边界内工作;在控制规律的约束下,飞行条件的变化使得发动机工作状态点在确定的工作线上移动,决定发动机工作状态的重要参数按照一定的规律变化,因此控制量必须进行相应的调节以实现对发动机工作状态的控制。 展开更多

关键词 预冷组合发动机 PATR 控制规律 速度特性 高度特性

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喷水预冷却发动机与导弹一体化设计 被引量：2

10

作者 商旭升 王远 吴朝晖 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期721-727,共7页

以一种高声速导弹作为应用对象,计算了喷水预冷却发动机的安装特性,建立了导弹/喷水预冷却发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型,给出了高超声速导弹的升阻特性的确定方法,结合任务剖面、导弹的重量组成以及发动机模型,取爬升率为1... 以一种高声速导弹作为应用对象,计算了喷水预冷却发动机的安装特性,建立了导弹/喷水预冷却发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型,给出了高超声速导弹的升阻特性的确定方法,结合任务剖面、导弹的重量组成以及发动机模型,取爬升率为100m/s,80m/s和50m/s对导弹的爬升和加速任务段进行约束分析,选择巡航马赫数为4.0,5.0和6.0三种情况进行了导弹任务分析。计算结果表明,建立的导弹/发动机一体化约束分析与任务分析模型合理,当巡航马赫数小于5.0时,虽然装备喷水预冷却发动机与亚燃冲压发动机的导弹相比爬升率和加速度较低,但是导弹射程却有较大幅度的提高,因而在高声速导弹的应用是可行的。 展开更多

关键词 导弹 射流预冷却发动机 一体化设计 约束分析 任务分析

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某高超声速弹用发动机安装特性分析 被引量：1

11

作者 商旭升 蔡元虎 李京伟 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2013年第6期99-102,109,共5页

为了评估飞行中发动机的推力与耗油率,在导弹总体设计时必须考虑发动机安装特性。文中基于对发动机总体性能与部件特性的分析,通过建立进气道附加阻力、喷管/后体阻力及进气道与发动机流量匹配计算模型,选择保持动压50kPa的飞行轨迹,对... 为了评估飞行中发动机的推力与耗油率,在导弹总体设计时必须考虑发动机安装特性。文中基于对发动机总体性能与部件特性的分析,通过建立进气道附加阻力、喷管/后体阻力及进气道与发动机流量匹配计算模型,选择保持动压50kPa的飞行轨迹,对导弹用发动机的安装阻力系数、发动机安装推力、安装耗油率进行了计算。结果表明:进、排气系统的外部阻力使推力降低,耗油率增加。 展开更多

关键词 预冷却吸气式发动机 安装性能 进气道阻力 喷管-后体阻力

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射流预冷涡轮发动机技术研究及发展 被引量：26

12

作者 芮长胜 张超 越冬峰 《航空科学技术》 2015年第10期53-59,共7页

国内外已开展大量射流预冷涡轮发动机技术研究和验证,并已证实射流预冷涡轮发动机的技术可行性,采用射流预冷技术后可有效扩展现有涡轮发动机工作范围并提升性能,射流预冷发动机将极大地支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发... 国内外已开展大量射流预冷涡轮发动机技术研究和验证,并已证实射流预冷涡轮发动机的技术可行性,采用射流预冷技术后可有效扩展现有涡轮发动机工作范围并提升性能,射流预冷发动机将极大地支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展。本文对国内外射流预冷涡轮发动机技术的研究情况进行了综述,在此基础上,提出需深入研究的问题,并对射流预冷涡轮发动机发展前景进行分析。 展开更多

关键词 射流预冷 涡轮发动机 工作范围 高超声速 飞行器

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涡轮发动机射流预冷关键技术分析 被引量：11

13

作者 尚守堂 田方超 扈鹏飞 《航空科学技术》 2018年第1期1-3,共3页

射流预冷技术(MIPCC)是扩展现有涡轮发动机工作范围的一条有效技术途径和重要发展方向,其技术研究将极大地支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展。根据国内外研究现状,梳理了开展射流预冷技术研究的技术难点,并对需要掌握... 射流预冷技术(MIPCC)是扩展现有涡轮发动机工作范围的一条有效技术途径和重要发展方向,其技术研究将极大地支撑后续高速/高超声速飞行器动力技术的研究和发展。根据国内外研究现状,梳理了开展射流预冷技术研究的技术难点,并对需要掌握的关键技术进行了分析和解读,可为国内后续射流预冷技术工程研制提供参考。 展开更多

关键词 射流预冷 关键技术 涡轮发动机 高马赫数 飞行器

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