固体火箭发动机推力大小调节技术的发展 被引量：18

1

作者 徐温干 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第1期39-44,共6页

对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性、发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。

关键词 固体推进剂 火箭发动机 可变推力

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非同轴式喉栓变推力固体发动机试验 被引量：14

2

作者 王毅林 何国强 +1 位作者 李江 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期43-46,共4页

设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;... 设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。 展开更多

关键词 固体推进剂火箭发动机 变推力 喉栓 试验

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针栓式喷注器雾化特性试验 被引量：13

3

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。 展开更多

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

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涡流阀式变推力发动机性能影响因素数值研究 被引量：12

4

作者 余晓京 何国强 +2 位作者 李江 刘洋 魏祥庚 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期178-183,共6页

先进的推力调节技术一直是固体火箭发动机发展的重要方向之一,利用旋流效应的涡流阀方案是固发推力调节的一种有效方式。文中采用建立的三维数值模型,对影响涡流阀式变推力发动机调节性能的几何结构、控制气流属性等因素开展了数值研究... 先进的推力调节技术一直是固体火箭发动机发展的重要方向之一,利用旋流效应的涡流阀方案是固发推力调节的一种有效方式。文中采用建立的三维数值模型,对影响涡流阀式变推力发动机调节性能的几何结构、控制气流属性等因素开展了数值研究。计算结果表明:控制气流动量是影响推力调节性能的一个重要参数,推力调节比随着控制流质量流率和喷射速度的增加而增加;在一定控制流量下适当减小控制气流喷孔直径可以提高调节性能;减小涡流室高度可以一定程度上提高发动机调节性能,但是会增加气流与壁面的摩擦损失;增加涡流室半径可以提高调节性能,但是会增加发动机消极质量;由于分子量较小,氦气作为控制气流的工况比氮气作为控制气流的工况可以达到更高的推力调节比、更小的比冲损失;通过拟合得到了控制流流量、温度与调节性能之间的曲线关系,在不变涡流阀发动机构型的条件下,可以通过公式预测不同流量、温度下的发动机性能。研究结果为变推力发动机设计与优化提供了参考。 展开更多

关键词 涡流阀 固体火箭发动机(SRM) 推力调节 数值模拟

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15:1气氧/煤油变推力火箭发动机设计及试验 被引量：9

5

作者 靳雨树 徐旭 +1 位作者 朱韶华 项亮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2438-2445,共8页

为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和... 为了进一步提高变推力火箭发动机推力调节水平、拓宽推进剂使用范围、提升调节控制的技术能力,采用理论计算和地面试验的方法,设计了一款基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,对变推力发动机的性能、针栓式喷注器的性能和机械定位双调系统的调节效果进行了研究。结果表明:气氧/煤油变推力火箭发动机在0.26～4.35MPa室压实现稳定燃烧,推力变化为57.30～864.70N,推力变化比达到15:1,最高燃烧效率达到97.14%;流量调节阀可精确调节推进剂流量,针栓式喷注器可主动控制喷注压降,达到机械定位双调系统的预期目标,展现出采用机械定位双调系统的该型变推力火箭发动机在深度变推力技术应用的优势。 展开更多

关键词 火箭发动机 变推力 机械定位双调系统 针栓式喷注器 气液喷注

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电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机动力学建模与仿真分析: Part Ⅰ-单点工况分析 被引量：6

6

作者 崔朋 宋杰 +3 位作者 李清廉 陈兰伟 梁涛 孙郡 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期248-262,共15页

为了解决电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机系统响应特性不明晰的问题,综合考虑了电池、电机及冷却通道的影响,建立了电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机仿真平台,深入研究了不同工况下系统响应特性以及系统性能参数随推力水平的变... 为了解决电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机系统响应特性不明晰的问题,综合考虑了电池、电机及冷却通道的影响,建立了电动泵压式液氧煤油变推力火箭发动机仿真平台,深入研究了不同工况下系统响应特性以及系统性能参数随推力水平的变化规律。研究结果表明:系统性能参数响应存在短板效应,尽管电动泵响应速度快,而冷却通道参数响应速度慢,导致系统性能参数响应时间是电动泵转速响应时间的10倍以上;此外,低推力工况时,适当降低混合比,能够保证冷却通道出口亚临界情况下的顺利调节。因此,为了提高系统响应特性,在满足冷却压降要求时,应尽可能提高冷却通道内冷却剂流速。 展开更多

关键词 液氧煤油 电动泵 变推力 液体火箭发动机 系统动力学 建模与仿真 冷却通道

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液氧甲烷变推力发动机螺旋槽再生冷却传热特性研究

7

作者 孙郡 李清廉 +2 位作者 成鹏 宋杰 刘新林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期124-133,共10页

为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试... 为探究宽工况范围下螺旋槽再生冷却的传热特性,基于微小通道内低温工质的相变传热模型,采用一维传热计算方法,对5 kN级液氧甲烷变推力发动机开展了螺旋槽再生冷却传热特性研究。结果表明:本文所采用的传热计算模型可用于传热预估,与试验结果相比,冷却剂温升误差为4.3%,压降误差为1.1%,喉部处外壁温误差为-11%,在工程计算可接受范围内;相比于直槽,螺旋槽再生冷却能有效降低燃气侧壁温,同时,在宽范围变推力条件下,实际功率水平越低,冷却剂温升、压降越小,喉部燃气侧壁温越低,但“传热恶化区”内的壁温最大值反而越高,当发动机推力由额定工况的75%调整至20%时,燃气侧壁温的最大值由1 351 K增大至1 399 K;综合考虑壁面温度及冷却剂的压力损失,本文对冷却通道开展优化设计,对比四种冷却通道方案的传热性能,其中,方案4为最优方案,20%额定功率水平工况时,冷却剂温升为491 K,压降为0.34 MPa,燃气侧壁温最大值也仅为1 297 K,较初始设计方案降低了102 K,远低于材料的极限温度。 展开更多

关键词 液氧甲烷发动机 变推力 再生冷却 螺旋槽 传热特性

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可调汽蚀管式调节阀的仿真与试验研究

8

作者 何海涛 朱崇涛 +4 位作者 胡锐 陈苗 赵承卓 罗庶 胡兆华 《阀门》 2024年第8期969-976,共8页

可调汽蚀管式调节阀采用汽蚀文氏管原理,能有效实现推进剂流量的大范围调节,是液体火箭发动机推力调节的关键部件。本文针对不同锥度的两种阀杆,通过仿真和试验对其调节性能进行了分析研究,获得了阀杆不同行程下的有效流通面积和相对压... 可调汽蚀管式调节阀采用汽蚀文氏管原理,能有效实现推进剂流量的大范围调节,是液体火箭发动机推力调节的关键部件。本文针对不同锥度的两种阀杆,通过仿真和试验对其调节性能进行了分析研究,获得了阀杆不同行程下的有效流通面积和相对压力损失。结果表明:两种阀杆的仿真结果和试验数据吻合较好,均能满足流量线性调节的要求,阀杆B的流量可调范围更大,但在满足流量调节范围的要求下,阀杆A的调节精度会更高。两种阀杆的相对压力损失试验结果相差不大,但阀杆A仿真得到的相对压力损失更大。通过仿真结果和试验数据的对比,验证了仿真模型的正确性,为相关设计提供重要参考。 展开更多

关键词 调节阀 火箭发动机 变推力 汽蚀 仿真与试验研究

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变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机系统方案研究 被引量：4

9

作者 张思远 孙慧娟 周利民 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2015年第4期16-19,共4页

在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方... 在某型氢氧膨胀循环发动机的基础上进行适应性改进,使其尽可能不改变原有部件的同时满足变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的要求。根据液氧/甲烷推进剂和变推力工作条件的特殊要求,对发动机所要解决的各项问题进行了梳理,对喷注器的结构方案,推力室的再生冷却结构,变推力的调节方式等问题进行了研究。在此基础上确立了变推力液氧/甲烷膨胀循环发动机的系统方案,分析了各组件的工作状态。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 变推力 液氧/甲烷 膨胀循环

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双调变推力液体火箭发动机的关机 被引量：4

10

作者 易新郁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第1期44-49,共6页

在分析了喷注器整体针阀及调节杠杆的受力情况后,针对整体针阀的弊端提出利用推进剂液压力为关机驱动力的双针阀喷注器,有效地解决了双调变推力液体火箭发动机的关机。试验证明起动关机和动态响应迅速,关机后两组元均能可靠断流。

关键词 停车 液体推进剂 火箭发动机

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在轨智能自主运行的高精度变推力离子电推进技术方案

11

作者 杨福全 王成飞 +3 位作者 胡竟 吴辰宸 赵勇 耿海 《真空与低温》 2023年第4期414-420,共7页

航天器任务能力水平的提升和智能自主技术的发展与先进推进系统密不可分。未来,随着智能化技术的普遍应用,航天器对地面管控的依赖将越来越低。针对高精度变推力离子电推进在未来智能化超低轨高分辨率遥感卫星、无拖曳飞行科学探测卫星... 航天器任务能力水平的提升和智能自主技术的发展与先进推进系统密不可分。未来,随着智能化技术的普遍应用,航天器对地面管控的依赖将越来越低。针对高精度变推力离子电推进在未来智能化超低轨高分辨率遥感卫星、无拖曳飞行科学探测卫星、超稳超静卫星平台、高精度卫星星座等高级任务目标上的应用,在分析当前离子电推进在轨运行方式和电、气精细可调可控、天地差异和寿命后期性能衰退等特点的基础上,提出了发展高精度变推力智能自主离子电推进的思路和技术方案,识别出了基于高精度快速数据采集技术的智能自主推力控制算法、故障自主诊断处理、性能退化检测和参数重构等关键技术,初步构建了智能自主运行的电推进系统构架,以期最终实现离子电推进流程优化、高精度、长寿命和智能自主运行的综合目标。 展开更多

关键词 离子电推进 智能自主 变推力 高精度

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弹射座椅新型变推力火箭发动机装配工艺技术 被引量：4

12

作者 陈安定 练兵 段祥军 《航空精密制造技术》 2016年第1期53-58,共6页

对飞机座椅某新型变推力火箭发动机部装、总装及检测、试验等技术难点进行了工艺性分析;介绍了发动机装配全过程的工艺流程、检测、试验方法及注意事项等,在工艺设计及应用过程中取得了一定的技术积累,对于新型变推力火箭发动机的装配... 对飞机座椅某新型变推力火箭发动机部装、总装及检测、试验等技术难点进行了工艺性分析;介绍了发动机装配全过程的工艺流程、检测、试验方法及注意事项等,在工艺设计及应用过程中取得了一定的技术积累,对于新型变推力火箭发动机的装配质量及效率具有较强的指导意义。 展开更多

关键词 变推力 发动机 装配 工艺 设计

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25 tf膨胀循环氢氧发动机研制进展 被引量：2

13

作者 褚宝鑫 赵海龙 +1 位作者 陈旭扬 龚杰峰 《火箭推进》 CAS 2022年第2期21-26,共6页

25 tf膨胀循环氢氧发动机是针对我国重型运载火箭三级主动力需求研制的液体火箭发动机,也可应用于未来其他航天器的上面级。该发动机采用闭式膨胀循环方式,具备高可靠、高比冲、大范围变推力以及多次点火等能力。发动机已通过推力室挤... 25 tf膨胀循环氢氧发动机是针对我国重型运载火箭三级主动力需求研制的液体火箭发动机,也可应用于未来其他航天器的上面级。该发动机采用闭式膨胀循环方式,具备高可靠、高比冲、大范围变推力以及多次点火等能力。发动机已通过推力室挤压热试验、氢涡轮泵介质试验等子系统试验验证了各项关键技术及组合件设计方案,发动机的整机方案实现已不存在技术障碍,具备对整机技术方案开展热试车试验验证的条件。 展开更多

关键词 火箭发动机 膨胀循环 重型运载火箭 多次点火 变推力

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燃气发生器循环变推力发动机频率响应分析 被引量：3

14

作者 黄夕轩 黄敏超 胡小平 《火箭推进》 CAS 2020年第2期29-35,共7页

采用分段集中参数的有限元方法建立了发动机模块化模型,以此模型搭建了燃气发生器循环液体火箭发动机仿真模型,对变推力发动机在变工况下的系统特征及频率响应进行了研究。研究表明:发动机系统在变工况后系统特征频率及其对应的阻尼系... 采用分段集中参数的有限元方法建立了发动机模块化模型,以此模型搭建了燃气发生器循环液体火箭发动机仿真模型,对变推力发动机在变工况下的系统特征及频率响应进行了研究。研究表明:发动机系统在变工况后系统特征频率及其对应的阻尼系数有明显变化。通过提取变工况过程中的主要频率,发现对应能量峰值的频率为5.34 Hz。在发动机系统工况转换过程中,输入带有该频率的扰动的入口压力信号,仿真结果证明这种低频扰动使系统稳定裕度降低,应当避免该频率下扰动信号出现。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 燃气发生器循环 仿真模型 频率响应 变推力

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针栓式喷嘴喷雾燃烧特性研究进展 被引量：2

15

作者 谢远 聂万胜 +2 位作者 姜传金 罗修棋 仝毅恒 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期42-60,共19页

针栓式喷嘴具有深度节流、结构简单、燃烧稳定等优点,主要用于变推力液体火箭发动机。本文介绍针栓式喷嘴的工作原理和发展历程,总结针栓式喷嘴的雾化特性和燃烧特性,展望针栓式喷嘴未来的研究方向。目前针栓式喷嘴的雾化特性研究较多,... 针栓式喷嘴具有深度节流、结构简单、燃烧稳定等优点,主要用于变推力液体火箭发动机。本文介绍针栓式喷嘴的工作原理和发展历程,总结针栓式喷嘴的雾化特性和燃烧特性,展望针栓式喷嘴未来的研究方向。目前针栓式喷嘴的雾化特性研究较多,重点分析的是工况参数和结构尺寸对破碎形态、喷雾锥角、SMD、液滴速度等的影响,针对针栓式喷嘴液膜破碎机理的研究相对较少;针栓式喷嘴燃烧特性研究主要集中于燃烧流场结构、燃烧性能和热防护等方面,对针栓式发动机固有燃烧稳定性机理以及动态燃烧特性的研究还较为欠缺。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 针栓式喷嘴 节流 雾化 燃烧 变推力

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针栓喷注器中心推进剂偏转角模型分析研究 被引量：2

16

作者 张波涛 李平 +1 位作者 王凯 陈宏玉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1534-1543,共10页

为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响... 为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响规律。结果表明:理论模型预测值与数值仿真和试验结果很好地吻合,套筒遮挡喷注面积对偏转角影响最大,在变推力时偏转角随着套筒遮挡喷注面积增加而减小。喷注压降、中心筒壁厚和底部凹腔深度对中心偏转角影响很小,当套筒遮挡喷注面积一定时,中心筒底部有凹腔的偏转角比没有凹腔的偏转角约大6°,该模型为针栓喷注器工程设计和进一步精确计算变推力下的雾化角提供了重要参考。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 喷注器 推进剂 流场 变推力 数值仿真

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嫦娥三号软着陆预测及优化模型

17

作者 吴永峰 叶鸣 +1 位作者 姚浩祺 韦才敏 《汕头大学学报（自然科学版）》 2015年第3期18-30,共13页

本文是对2014年全国大学生数学建模竞赛A题的解答.本文利用动力学模型,基于变推力发动机结合螺旋搜索等算法解决了嫦娥三号软着陆预测及优化问题.在问题一中,首先建立物理学模型,解出嫦娥三号着陆准备轨道近、远月点速度大小;然后在主... 本文是对2014年全国大学生数学建模竞赛A题的解答.本文利用动力学模型,基于变推力发动机结合螺旋搜索等算法解决了嫦娥三号软着陆预测及优化问题.在问题一中,首先建立物理学模型,解出嫦娥三号着陆准备轨道近、远月点速度大小;然后在主减速阶段,建立了主减速变推力动力学模型,对主减速阶段嫦娥三号所经过的极角θ进行求解,加以考虑月球自转带来的影响,确定着陆准备轨道近月点和远月点的位置以及嫦娥三号在近、远月点的速度方向.在问题二中,建立变推力发动机燃耗优化模型对于问题一中的主减速阶段进行优化;以安全半径与速度增量为指标建立综合评价模型,求出粗避障式安全的降落范围;精避障阶段以保证安全为前提,建立评价指标为不平坦程度与平均坡度的综合评价模型确定精确降落区域.最后根据对每个阶段建立的力学模型,进行求解.最后综合起来确定嫦娥三号的着陆轨道和在6个阶段的最优控制策略.在问题三中,建立误差模型对设计的着陆轨道和控制策略做相应的误差分析,并且利用单因素敏感性分析对主减速阶段与剩余4阶段进行自变量与因变量敏感度计算. 展开更多

关键词 主减速动力学模型 变推力 螺旋搜索算法

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变推力发动机用高压强指数GAP推进剂的燃烧性能研究

18

作者 王惠 张惠坤 +2 位作者 池铁 翟峰 鲍海明 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2021年第5期630-635,共6页

为了获得变推力发动机用高压强指数聚叠氮缩水甘油醚(GAP)推进剂配方,采用靶线法研究了氧化剂的种类、粒径及配比、燃速催化剂的种类及含量、以及增塑比对GAP推进剂静态燃烧性能的影响规律,采用∅118标准试验发动机对GAP推进剂进行了动... 为了获得变推力发动机用高压强指数聚叠氮缩水甘油醚(GAP)推进剂配方,采用靶线法研究了氧化剂的种类、粒径及配比、燃速催化剂的种类及含量、以及增塑比对GAP推进剂静态燃烧性能的影响规律,采用∅118标准试验发动机对GAP推进剂进行了动态燃烧性能测试。研究表明,通过综合因素调节获得了一种高压强指数GAP推进剂配方,且当燃速催化剂RC-4含量1%时,GAP推进剂在1~15 MPa范围的动态压强指数高达0.66,满足变推力发动机对推进剂压强指数的要求,同时高压区间(9~15 MPa)的动态压强指数为0.51,低于1~15 MPa的压强指数,这有利于推进剂在高压范围内的稳定燃烧,为变推力发动机在高压范围内的正常工作提供依据。 展开更多

关键词 变推力 高压强指数 燃烧性能 GAP推进剂

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鱼雷变推力运动方程式

19

作者 罗凯 马远良 《船舶工程》 CSCD 北大核心 1997年第3期15-16,,41,,共3页

目前的鱼雷运动方程是建立在恒推力基础上的，为了将切线加速度引入弹道控制，建立变推力方程是必要的。本文以某型鱼雷及某热动力系统为对象，导出了变推力运动方程，这对鱼雷动力和控制的设计有重要的意义。

关键词 鱼雷 运动方程 变推力方程 热动力系统

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嫦娥三号探测器7500N变推力发动机研制 被引量：37

20

作者 雷娟萍 兰晓辉 +1 位作者 章荣军 陈炜 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2014年第6期569-575,共7页

为实现空间飞行器轨道机动、交会对接、星际软着陆等任务,采用具有大范围推力调节能力的变推力液体火箭发动机是比较理想的方案.嫦娥三号探测器采用的7500 N变推力发动机,为我国首台大范围变推力发动机,可按照飞行器的控制指令,准确、... 为实现空间飞行器轨道机动、交会对接、星际软着陆等任务,采用具有大范围推力调节能力的变推力液体火箭发动机是比较理想的方案.嫦娥三号探测器采用的7500 N变推力发动机,为我国首台大范围变推力发动机,可按照飞行器的控制指令,准确、快速、无级地改变推力,来实现探测器的中途修正、近月制动及月面软着陆任务.介绍了7500 N变推力发动机的研制情况,包括发动机技术方案、关键技术攻关以及试验验证情况,试验验证和飞行情况表明,发动机设计合理、性能先进、工作可靠. 展开更多

关键词 嫦娥三号 7500N变推力发动机 针拴式喷注器 可变面积汽蚀文氏管

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