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《导弹与航天运载技术》2015,(6)
通过研究国外液氧/甲烷发动机技术的发展和现状,在中国首台氢氧膨胀循环发动机技术基础上,进行换甲烷推进剂的演示试验,结合试验结果及低温发动机研制基础,提出8吨级甲烷膨胀循环发动机的系统方案及关键技术。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》2015,(4)
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。 相似文献
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新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展 总被引:3,自引:2,他引:1
综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展.对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法. 相似文献
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《导弹与航天运载技术》2015,(6)
膨胀循环发动机采用箱压自身启动,启动的初始能源来自箱压和以推力室为主的结构换热。发动机完成一次工作后,先后要经历一次关机、滑行、预冷、二次点火/启动等一系列复杂过程,导致发动机空间二次启动与地面启动、一次启动存在着显著差异,在地面完全真实地模拟这一过程十分困难。采用地面模拟试验、真空模拟试验和数值仿真相结合的方法,对膨胀循环发动机空间二次启动所涉及的若干技术问题进行研究。 相似文献
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液氧/甲烷发动机研究进展与技术展望 总被引:5,自引:0,他引:5
液氧/甲烷推进剂由于其积碳少、可长期贮存、成本低、无污染、重复性好等优点已成为未来可重复使用运载器的最佳动力选择。本文对比分析了国际上主流可重复使用火箭发动机推进剂组合的优缺点及应用,介绍了目前国内外液氧/甲烷发动机的研究进展及发展动态,其中包括Space X公司的"猛禽"、蓝色起源公司BE-4液氧/甲烷发动机、中国蓝箭PNX-1及俄罗斯的RD-0162等,总结了我国在开展液氧/甲烷发动机中的主要研究工作,以期为我国液氧/甲烷发动机技术的探索研究提供参考。 相似文献
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某氢氧发动机采用闭式膨胀循环,并采取箱压自身起动方式,最初的起动能源是经过结构尤其是以推力室冷却夹套为主的金属热容加温后的气氢,在贮箱压力确定的情况下,结构温度影响发动机起动特性,温度越低,起动能量越小,进而影响发动机起动可靠性.对发动机起动瞬态特性与推力室结构温度的关联性进行仿真分析与试验验证,获得膨胀循环发动机低温起动特性. 相似文献
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预防和控制燃烧不稳定性是液氧/甲烷火箭发动机研制过程中的一项重要工作.对液氧/甲烷火箭发动机的燃烧过程进行单相、两相流场数值仿真,分析得到混合比、甲烷喷前温度、液氧雾化直径对发动机燃烧稳定性的影响规律.结果表明:燃烧室内易出现中频燃烧不稳定性;混合比的影响较为明显,对于某一工况,存在易发生不稳定燃烧的混合比区间;甲烷喷前温度的影响较小;液氧雾化直径较小易导致燃烧不稳定,燃烧室喷注器设计时需折中考虑雾化质量与燃烧效率等方面的因素. 相似文献
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针对轮式车载火炮火力与底盘系统匹配性能评估难的问题,将模糊综合评判法引入到火炮火力与底盘系统匹配性能评估中。通过分析车载火炮火力与底盘系统的匹配评价因素,建立了相应的匹配评价体系。应用 AHP法获得各评价因素权重系数,基于模糊综合评判法建立评估模型,综合专家经验确定各评价因素的隶属度函数,实现了对车载火炮火力与底盘系统匹配性能的定量化评估。计算结果表明了车载火炮火力与底盘系统匹配性能评估的可行性。 相似文献
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基于数字射线成像的航空发动机涡轮叶片缺陷尺寸的自动测定 总被引:3,自引:0,他引:3
在航空发动机涡轮叶片的缺陷检测线上,缺陷尺寸的自动测定是实现在线检测的关键。为了解决这一问题,分析了叶片数字射线成像(DR)的纹理特点,通过区域分割点将图像分成不同纹理区,提取各个区域的灰度分布函数以减少纹理对缺陷的干扰。消隐纹理后的图像灰度服从正态分布,遵循背景和信号(缺陷)在正态分布曲线上的取值特点,设置灰度阈值,将灰度值并入集合和数组,最后对航空发动机涡轮叶片的缺陷进行了正确的尺寸和形状测定。 相似文献
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短叶片冲击式涡轮采用带冠结构以减小动叶顶部间隙的泄漏,同时为了减小围带与涡轮外壳间隙泄漏,在叶冠围带处增加密封结构。密封内部流动比较复杂,对涡轮性能影响较大。通过对某超声速涡轮进行的三维模拟,对比不考虑间隙涡轮与考虑密封间隙涡轮(不同密封间隙)整体性能,分析密封间隙对涡轮内部流动的影响。 相似文献
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