RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法 被引量：24

1

作者 吕翔 何国强 刘佩进 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期1331-1337,共7页

火箭基组合循环(RBCC)的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进... 火箭基组合循环(RBCC)的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明:(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段(Ma<2.0)消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 火箭基组合循环 飞行轨迹 控制规律 非均匀有理B样条

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变推力液体火箭发动机综述 被引量：24

2

作者 岳春国 李进贤 +2 位作者 侯晓 冯喜平 杨姝君 《中国科学（E辑）》 CSCD 北大核心 2009年第3期464-468,共5页

随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显.本文综述了变推力火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分解了发展变推力火箭发动机的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想.

关键词 变推力发动机 针拴式喷注器 火箭推进技术

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固液混合火箭发动机中的关键技术及其发展 被引量：19

3

作者 杨玉新 胡春波 +1 位作者 何国强 蔡体敏 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1616-1621,共6页

根据固液混合火箭发动机的结构特点及工作过程,分析了它所具有的优、缺点。纵观国内、外的研究情况,总结出固液混合火箭发动机中的关键技术和难点,主要包含:(1)发展新的高能固体燃料和氧化剂,提高固体燃料的退移速率;(2)测量工作过程中... 根据固液混合火箭发动机的结构特点及工作过程,分析了它所具有的优、缺点。纵观国内、外的研究情况,总结出固液混合火箭发动机中的关键技术和难点,主要包含:(1)发展新的高能固体燃料和氧化剂,提高固体燃料的退移速率;(2)测量工作过程中固体燃料退移速率;(3)研究不同类型固体燃料热解机理及规律;(4)建立固体燃料退移速率的公式;(5)抑制不稳定燃烧;(6)建立缩比准则;(7)发展混合火箭发动机工作过程模拟的数值模型等。分析了国内、外在研究中采用的技术途径、取得的成果,以及今后的发展方向。 展开更多

关键词 固液混合火箭发动机 关键技术 技术途径 退移速率 不稳定燃烧

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RBCC混合燃烧模态一次火箭对燃烧稳定影响 被引量：19

4

作者 潘科玮 何国强 +1 位作者 刘佩进 杨斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期544-548,共5页

通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以... 通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以为混合燃烧模态提供引导火焰,改变燃烧组织形式,跟凹腔配合实现二次喷注燃料与来流的充分掺混,提高流场的燃烧稳定性能,为实验研究提供了明确的方向。通过RBCC实验研究,也证明了开启小流量一次火箭能够促进整个流场的燃烧稳定,燃烧性能有很明显提高。一次火箭流量还需控制在一定流量范围内,才能既有效提高燃烧室火焰稳定和火焰传播能力,又能够保证进气道的稳定工作性能。 展开更多

关键词 火箭基组合循环 混合燃烧模态 火焰稳定 一次火箭

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气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响 被引量：18

5

作者 王书贤 何国强 +2 位作者 刘佩进 李江 刘泽祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期235-239,共5页

为了解气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响,在双基推进剂环境中对EPDM绝热材料进行了烧蚀试验研究。试验排除了粒子的作用,分析了两压强下的不同燃气速度环境中EPDM绝热材料的炭化烧蚀率、炭化层的结构特征以及成分分布。试验结果表... 为了解气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响,在双基推进剂环境中对EPDM绝热材料进行了烧蚀试验研究。试验排除了粒子的作用,分析了两压强下的不同燃气速度环境中EPDM绝热材料的炭化烧蚀率、炭化层的结构特征以及成分分布。试验结果表明:燃气速度对炭化烧蚀率的影响较弱,对炭化层厚度的影响明显;不同燃气速度条件下炭化层断面具有相同的结构特点和相似的成分分布趋势;低燃气速度条件下烧蚀以热解炭化为主,高燃气速度条件下炭化层的机械破坏显著。试验结果可以用于进一步研究EPDM绝热材料烧蚀机理。 展开更多

关键词 EPDM绝热材料 气相燃气 燃气速度 炭化层结构 炭化烧蚀 气流剥蚀

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丙烯酸酯类接枝型高吸油树脂的性能研究 被引量：14

6

作者 官鹏 胡松启 《中国胶粘剂》 CAS 北大核心 2009年第10期33-36,共4页

以聚丁二烯(PB)为改性剂、偶氮二异丁腈(AIBN)为引发剂、丙二醇二丙烯酸酯为交联剂、聚乙烯醇(PVA)为分散剂、甲基丙烯酸丁酯(MBA)和苯乙烯(St)为单体,采用悬浮聚合法制备出一种高吸油树脂。分析了改性剂的用量对树脂吸油速率和吸油倍... 以聚丁二烯(PB)为改性剂、偶氮二异丁腈(AIBN)为引发剂、丙二醇二丙烯酸酯为交联剂、聚乙烯醇(PVA)为分散剂、甲基丙烯酸丁酯(MBA)和苯乙烯(St)为单体,采用悬浮聚合法制备出一种高吸油树脂。分析了改性剂的用量对树脂吸油速率和吸油倍率的影响,研究了交联剂、分散剂、引发剂以及聚合温度等对树脂吸油倍率的影响。结果表明:加入PB后,可以显著提高树脂的吸油速率,其饱和吸油时间为2～3h;高吸油树脂的最佳配方为m(St)∶m(MBA)=1∶1,油水比1∶3,w(AIBN)=1.0%、w(交联剂)=1.0%和w(PVA)=0.3%(相对于单体质量而言),聚合温度为78℃;由最佳配方合成出的高吸油树脂,其对甲苯的最大吸油倍率为17g/g。 展开更多

关键词 高吸油树脂 改性剂 悬浮聚合 吸油速率 吸油倍率

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硼粉燃烧热的测量 被引量：14

7

作者 潘匡志 王英红 +1 位作者 陈超 陈晓龙 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1589-1592,共4页

硼因高的体积热值成为首选高能组分添加剂。为了对硼粉的燃烧热进行更准确的测量,使用氧弹式量热仪,采用SQ-2作为助燃剂,通过实验研究了助燃剂质量、形状以及氧弹内氧气压力对硼粉燃烧热测试结果的影响。结合硼的两阶段燃烧模型,指出燃... 硼因高的体积热值成为首选高能组分添加剂。为了对硼粉的燃烧热进行更准确的测量,使用氧弹式量热仪,采用SQ-2作为助燃剂,通过实验研究了助燃剂质量、形状以及氧弹内氧气压力对硼粉燃烧热测试结果的影响。结合硼的两阶段燃烧模型,指出燃气温度是影响硼粉燃烧效率的关键参数。建立了氧弹内燃气极限温度的理论计算模型,给出计算温度与硼粉燃烧效率之间的关系。结果表明升高极限温度是改善硼粉燃烧热的测量的有效手段。 展开更多

关键词 硼粉 燃烧热 燃烧效率 助燃 极限温度

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高能复合固体推进剂的研究进展 被引量：12

8

作者 张斌 毛根旺 +2 位作者 王赫 王天宝 刘超 《材料导报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第7期17-20,共4页

高能化始终是复合固体推进剂的研究热点。介绍了当今复合固体推进剂高能化研究进程中国内外在氧化剂、金属燃烧剂和含能粘合剂体系方面的主要研究成果。借助先进的技术途径改善氧化剂和金属燃烧剂的燃烧性能是目前国内复合固体推进剂的... 高能化始终是复合固体推进剂的研究热点。介绍了当今复合固体推进剂高能化研究进程中国内外在氧化剂、金属燃烧剂和含能粘合剂体系方面的主要研究成果。借助先进的技术途径改善氧化剂和金属燃烧剂的燃烧性能是目前国内复合固体推进剂的研究重点。超高能量密度材料(氮原子簇化合物和多异氰基立方烷类化合物)和贮氢类金属燃烧剂三氢化铝以及一些新型的含能粘合剂等新型含能材料的出现,为下一代高能复合固体推进剂的研究指明了方向。 展开更多

关键词 复合固体推进剂 高能化 研究进展

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EPDM绝热材料耦合烧蚀模型 被引量：13

9

作者 李强 杨飒 +1 位作者 李江 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期114-117,122,共5页

以EPDM类绝热材料烧蚀特性为研究对象,借鉴多孔介质领域的相关理论和方法,以炭化层的孔隙结构特征和参数为纽带,建立了考虑热化学烧蚀、颗粒侵蚀和气流剥蚀的EPDM类绝热材料耦合烧蚀模型,并进行了模型的初步实验验证。结果表明,所建立... 以EPDM类绝热材料烧蚀特性为研究对象,借鉴多孔介质领域的相关理论和方法,以炭化层的孔隙结构特征和参数为纽带,建立了考虑热化学烧蚀、颗粒侵蚀和气流剥蚀的EPDM类绝热材料耦合烧蚀模型,并进行了模型的初步实验验证。结果表明,所建立的模型不仅在EPDM类绝热材料烧蚀率预示方面具有较高的计算精度,而且在细管上能够基本反映绝热材料的烧蚀特性。 展开更多

关键词 EPDM 绝热材料 烧蚀 耦合模型

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含硼富燃料推进剂燃烧热测试装置的改进 被引量：12

10

作者 王英红 邓永锋 +1 位作者 张晓宏 潘匡志 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期110-113,共4页

参照GJB770A-97燃烧热测试方法,采用GR3500型氧弹式热量计,实验研究了含硼贫氧推进剂燃烧热测试中存在的问题,数值模拟了氧弹中的温度分布。结果表明:含硼贫氧推进剂燃烧热测试必须解决两个主要问题:①含硼贫氧推进剂燃温高,易造成氧弹... 参照GJB770A-97燃烧热测试方法,采用GR3500型氧弹式热量计,实验研究了含硼贫氧推进剂燃烧热测试中存在的问题,数值模拟了氧弹中的温度分布。结果表明:含硼贫氧推进剂燃烧热测试必须解决两个主要问题:①含硼贫氧推进剂燃温高,易造成氧弹部件的烧蚀;②含硼富燃料推进剂燃烧热测试过程中,硼等难燃组分存在不完全燃烧现象。给出了解决上述问题的可行方案,实验后,氧弹部件无烧蚀;燃烧产物的分析表明,含硼贫氧推进剂在改进的氧弹式热量计中能得以完全燃烧。测试结果平行误差为1.992%。 展开更多

关键词 富油推进剂 硼化物推进剂 燃烧热 热量分析 测量设备

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NEPE高能推进剂凝相燃烧产物的特性分析 被引量：11

11

作者 赵志博 刘佩进 +1 位作者 张少悦 甘晓松 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期69-73,共5页

通过改进固体推进剂凝相燃烧产物收集装置,在降低系统复杂程度的同时实现了对工作压强的稳定控制。对NEPE高能推进剂在三种工作压强下产生的凝相产物进行了收集,采用粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对获得的凝相燃烧产... 通过改进固体推进剂凝相燃烧产物收集装置,在降低系统复杂程度的同时实现了对工作压强的稳定控制。对NEPE高能推进剂在三种工作压强下产生的凝相产物进行了收集,采用粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对获得的凝相燃烧产物进行了深入分析。结果表明,对于NEPE高能推进剂,工作压强对峰值粒度的影响不大,各压强下的平均峰值粒度均在1μm至2μm之间;大部分粒子呈规则球形,少数大粒子会发生形状改变;铝粒子在燃烧室中一般不会全部被氧化成Al2O3。 展开更多

关键词 固体火箭推进剂 复合推进剂 高能推进剂 推进剂燃烧 燃烧产物

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耐高温复合材料的主动冷却实验和数值计算研究 被引量：12

12

作者 彭丽娜 何国强 +1 位作者 刘佩进 魏祥庚 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1668-1672,共5页

高超声速吸气式发动机面临着严重的热防护问题,同时还存在着燃料和冷却剂不匹配的问题,必须使用耐高温材料与主动冷却相结合的冷却策略。针对一种使用陶瓷基耐高温复合材料的主动冷却模式开展了实验和数值研究,该多层材料主动冷却模式... 高超声速吸气式发动机面临着严重的热防护问题,同时还存在着燃料和冷却剂不匹配的问题,必须使用耐高温材料与主动冷却相结合的冷却策略。针对一种使用陶瓷基耐高温复合材料的主动冷却模式开展了实验和数值研究,该多层材料主动冷却模式结合了主动冷却和耐高温复合材料的优点。基于这种主动冷却模式设计了一种多层材料组成主动冷却实验装置。利用燃气发生器提供的高热流环境对主动冷却实验装置开展了实验研究,并建立了一维非稳态复合结构的传热模型,模拟了不同材料组成的多层复合结构中的非稳态温度场。研究表明:基于C/SiC复合材料的多层材料主动冷却结构在高温高热流环境中的冷却能力较强,可以在使用较少冷却剂的条件下使发动机壳体内部的温度保持在可靠工作的范围内,说明使用基于耐高温复合材料的主动冷却模式是解决高超声速吸气式发动机热防护问题的新途径。 展开更多

关键词 高超声速吸气式发动机 热防护 陶瓷基耐高温复合材料 主动冷却 复合结构

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提高硼粉在氧弹中燃烧效率的研究 被引量：11

13

作者 张勤林 王英红 +1 位作者 李葆萱 张芳利 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期220-224,共5页

为了解决硼粉燃烧热测试过程中燃烧不完全问题,以燃烧热测试值作为其燃烧效率的评判指标,对相同批次的硼粉采用某标准推进剂作助燃剂进行实验,研究了助燃剂与硼粉试样的混合比例、混合方式对硼粉燃烧热测试值的影响。结果表明,助燃剂与... 为了解决硼粉燃烧热测试过程中燃烧不完全问题,以燃烧热测试值作为其燃烧效率的评判指标,对相同批次的硼粉采用某标准推进剂作助燃剂进行实验,研究了助燃剂与硼粉试样的混合比例、混合方式对硼粉燃烧热测试值的影响。结果表明,助燃剂与硼粉的充分混合有助于硼粉的完全燃烧,增大助燃剂和硼粉的混合比例能提高硼粉的燃烧效率。综合考虑硼粉和助燃剂的混合方式、混合比例及混合工艺等因素的改变,改善了氧弹中硼粉的燃烧环境,得到了测试燃烧热为理论燃烧热99.26%的稳定测试条件。 展开更多

关键词 硼粉 燃烧热 助燃剂 氧弹式量热仪 不完全燃烧

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模拟过载条件下EPDM绝热层烧蚀实验 被引量：11

14

作者 王娟 李江 +1 位作者 刘洋 陈剑 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期618-622,共5页

用一种粒子浓度、速度和角度可调的高过载模拟烧蚀发动机,开展过载条件下粒子冲刷对EPDM绝热层烧蚀特性影响的实验研究。实验结果表明:(1)存在一个临界速度,当冲刷速度低于临界速度时,粒子浓度,速度和角度对炭化烧蚀率影响较小,而当冲... 用一种粒子浓度、速度和角度可调的高过载模拟烧蚀发动机,开展过载条件下粒子冲刷对EPDM绝热层烧蚀特性影响的实验研究。实验结果表明:(1)存在一个临界速度,当冲刷速度低于临界速度时,粒子浓度,速度和角度对炭化烧蚀率影响较小,而当冲刷速度高于临界速度时,炭化烧蚀率随速度的增加而急剧增加,角度影响也较大。(2)弱冲刷条件下的炭化层表面平整,而粒子沉积条件下的炭化层表面附着有很多大粒径的粒子,炭化层结构也更加疏松,而强冲刷条件下,粒子由于速度较高而不易在炭化层表面沉积。(3)当低于临界速度冲刷时,炭化层的孔隙结构分布不均匀,存在致密/疏松分层结构,而高于临界速度冲刷时,炭化层结构则更为致密。(4)通过多元回归得到了炭化烧蚀率与粒子冲刷速度,浓度和角度的经验关系式。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 绝热层 三元乙丙 粒子 烧蚀

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Mg粉/CO2点火燃烧性能实验研究 被引量：9

15

作者 李芳 胡春波 +1 位作者 何国强 徐义华 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期193-196,共4页

利用自行设计的点火实验装置对Mg粉/CO2的点火燃烧性能开展了实验研究。通过记录的实验现象验证了Mg粉/CO2组合作为推进剂的可行性的同时,由测量到的不同粒径的Mg粉在CO2中的点火温度,对点火燃烧性能作出详细的分析和评估,得到了中等粒... 利用自行设计的点火实验装置对Mg粉/CO2的点火燃烧性能开展了实验研究。通过记录的实验现象验证了Mg粉/CO2组合作为推进剂的可行性的同时,由测量到的不同粒径的Mg粉在CO2中的点火温度,对点火燃烧性能作出详细的分析和评估,得到了中等粒径的Mg粒子在CO2中的点火温度约为960 K,且随着粒径的增大,点火温度会逐渐升高,为粉末火箭发动机的设计提供了参考。 展开更多

关键词 粉末火箭发动机 点火燃烧 粒子直径 温度变化

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基于CFD-DEM算法的固体火箭发动机气-固两相流模拟 被引量：9

16

作者 杨文婧 匡亮 +1 位作者 褚开维 刘佩进 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期1546-1553,共8页

针对固体火箭发动机中含金属推进体系中颗粒冲刷烧蚀及推力两相流损失的难题,基于连续相-离散元(CFD-DEM)耦合模型,考虑颗粒间的碰撞力与非碰撞力以及颗粒-气流作用力等,对固体发动机中气-固两相流进行了数值模拟研究。研究结果表明,相... 针对固体火箭发动机中含金属推进体系中颗粒冲刷烧蚀及推力两相流损失的难题,基于连续相-离散元(CFD-DEM)耦合模型,考虑颗粒间的碰撞力与非碰撞力以及颗粒-气流作用力等,对固体发动机中气-固两相流进行了数值模拟研究。研究结果表明,相比于传统的双流体模型及轨道法,CFD-DEM能提供更丰富的粒子尺度信息包括粒子的运动轨迹、颗粒间的碰撞、颗粒受力情况等等;以及粒子相与气相相互作用过程,粒子相与壁面相互作用等。粒子的碰撞在喷管收敛段壁面、喉部区域以及喷管扩张段中心区域发生,与壁面的碰撞在收敛段壁面位置,且颗粒在该区域角速度较大,气相-颗粒曳力最大值出现在气相加速区域。单个粒子尺度的流场数据为固体发动机气固两相流流场的认识提供了更加丰富的信息,并为粒子聚集聚合及对烧蚀层冲刷等提供研究基础。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 离散元方法 气固两相流 数值模拟

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颗粒冲刷条件下三元乙丙绝热材料烧蚀特性实验 被引量：9

17

作者 刘洋 李江 +2 位作者 何国强 孙翔宇 胡淑芳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期612-617,共6页

为了研究三元乙丙基础配方、抗过载配方、无SiO2配方和无纤维配方等不同配方绝热材料在颗粒冲刷条件下的烧蚀特性和机理,基于高过载地面模拟试验发动机,开展了烧蚀试验研究。分析了实验后绝热材料的表面以及断面形貌特征和宏观烧蚀率结... 为了研究三元乙丙基础配方、抗过载配方、无SiO2配方和无纤维配方等不同配方绝热材料在颗粒冲刷条件下的烧蚀特性和机理,基于高过载地面模拟试验发动机,开展了烧蚀试验研究。分析了实验后绝热材料的表面以及断面形貌特征和宏观烧蚀率结果,探讨了三元乙丙基础配方和抗过载配方绝热材料炭化层中致密结构形成的机理,进行了不同配方材料的烧蚀模式和机理的分析。研究结果表明:相同颗粒冲刷条件下,不同配方三元乙丙材料烧蚀模式和破坏机理不同,烧蚀率从小到大依次为抗过载配方<基础配方<无SiO2配方<无纤维配方;其中基础配方和抗过载配方三元乙丙材料在烧蚀过程中炭化层形成"致密/疏松"结构,表面形成的致密结构可以提高材料的抗烧蚀性能,无SiO2和无纤维三元乙丙材料以基体的粒状和块状剥落破坏为主;不同配方绝热层炭化层的形貌和结构与纤维、SiO2含量以及烧蚀环境密切相关。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 三元乙丙(EPDM) 绝热层 烧蚀 实验研究

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变推力固体火箭发动机喉栓烧蚀试验研究 被引量：9

18

作者 周战锋 胡春波 +2 位作者 李江 魏祥庚 刘泽祥 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期163-166,170,共5页

针对三维C/C和钨渗铜两种不同材质,开展了发动机喉栓的静态烧蚀及动态烧蚀研究,揭示了静态和互变条件下喉栓发动机的烧蚀规律。试验结果表明,高压静态条件与互变过程相比,喉栓烧蚀率有明显差别,高压静态比互变过程烧蚀更严重,互变过程... 针对三维C/C和钨渗铜两种不同材质,开展了发动机喉栓的静态烧蚀及动态烧蚀研究,揭示了静态和互变条件下喉栓发动机的烧蚀规律。试验结果表明,高压静态条件与互变过程相比,喉栓烧蚀率有明显差别,高压静态比互变过程烧蚀更严重,互变过程引起的热环境变化没有造成烧蚀异常增大。因此,在工程中可采用高压静态烧蚀试验来考核喉栓材料,简化试验系统;在文中试验条件下,钨渗铜喉栓最大径向烧蚀率为0.085 mm/s,三维编织C/C材料最大径向烧蚀率为0.545 mm/s,钨渗铜比C/C材料更适用于喉栓;发动机非轴对称结构、粒子冲刷和沉积现象对烧蚀影响较大,采用同轴结构可改善流动的对称性,有利于进一步研究其他因素对烧蚀的影响。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 推力调节 喉栓 烧蚀

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隐身技术在飞行器上的应用 被引量：6

19

作者 孙子杰 毛根旺 +2 位作者 栗金平 胡伟 黄先科 《重庆理工大学学报（自然科学）》 CAS 2011年第2期106-111,共6页

说明了外形隐身、材料隐身、有源隐身和等离子体隐身的隐身技术和隐身原理,阐述了国内外在以上隐身技术中的主要研究成果,归纳了隐身技术在飞行器上的具体实现方法,为隐身技术的研究提供参考。

关键词 隐身技术 飞行器 雷达散射截面

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RBCC-RKT两级入轨飞行器飞行轨迹优化方法 被引量：6

20

作者 阮建刚 何国强 吕翔 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期1284-1291,共8页

针对火箭基组合循环(RBCC)发动机比冲和推进剂质量流量随飞行条件改变而不断变化的特点,提出了通过增广拉格朗日遗传算法优化飞行器飞行轨迹的方法,在飞行器气动参数和发动机比冲已知、最大飞行动压给定等条件下,进行了火箭基组合循环... 针对火箭基组合循环(RBCC)发动机比冲和推进剂质量流量随飞行条件改变而不断变化的特点,提出了通过增广拉格朗日遗传算法优化飞行器飞行轨迹的方法,在飞行器气动参数和发动机比冲已知、最大飞行动压给定等条件下,进行了火箭基组合循环发动机—液体火箭(RKT)发动机推进的水平起飞两级入轨(TSTO)飞行器飞行轨迹优化计算。研究结果表明:在飞行俯仰角和发动机推进剂质量流量变化范围已知的情况下,利用该方法能够在较好满足给定约束条件的情况下,优化得到飞行俯仰角和发动机流量随时间的变化关系,为飞行轨迹初步设计提供参考。 展开更多

关键词 两级入轨 水平起飞 火箭基组合循环 发动机 轨迹优化 增广拉格朗日遗传算法

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