固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究 被引量：32

1

作者 屠秋野 陈玉春 +2 位作者 苏三买 蔡元虎 蹇泽群 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期317-319,345,共4页

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气... 建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。 展开更多

关键词 固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机 设计状态 非设计状态 数学模型

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固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文) 被引量：4

2

作者 屠秋野 丁朝霞 +1 位作者 陈玉春 蔡元虎 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期53-57,共5页

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系。定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、... 建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系。定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响。 展开更多

关键词 固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机 数值模型 气动热力循环分析

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固体推进剂吸气式涡轮发动机控制规律与特性 被引量：3

3

作者 陈玉春 梁振欣 +2 位作者 陈湘 屠秋野 商旭升 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期332-336,共5页

建立了用于控制规律研究的单变量控制和双变量控制的固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)特性计算模型,并编制了相应的计算程序。计算模型中采用了以试验数据为基础的燃烧室出口总温计算方法。利用程序分别计算了燃气流量不可调、燃... 建立了用于控制规律研究的单变量控制和双变量控制的固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)特性计算模型,并编制了相应的计算程序。计算模型中采用了以试验数据为基础的燃烧室出口总温计算方法。利用程序分别计算了燃气流量不可调、燃气流量可调、尾喷管喉部面积可调以及燃气流量和尾喷管均可调的不同控制规律的SPATR发动机速度特性,并分析了其特点。对SPATR发动机进行了双变量控制规律设计,得到了相应的燃气流量调节比和尾喷管喉部面积调节比。计算结果表明,按照所设计的双变量控制规律进行控制,SPATR具有很宽的飞行包线和更好的推力特性和比冲特性。 展开更多

关键词 固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机 控制规律 特性计算 双变量控制

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固体推进剂空气涡轮火箭发动机的非设计点性能研究 被引量：15

4

作者 陈湘 陈玉春 +2 位作者 屠秋野 蔡元虎 张宏 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期445-448,共4页

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择... 为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择的方法。计算了SPATR的非设计点性能。结果表明,所建数学模型合理、可行,能满足SPATR在不同高度和速度下飞行任务的需要。 展开更多

关键词 固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR) 非设计点 数学模型 富燃燃气

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液体火箭发动机反力式涡轮动叶进口攻角的研究 被引量：2

5

作者 张国舟 俞南嘉 魏沫 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期383-386,共4页

针对高性能分级燃烧(闭式)循环液体火箭发动机用反力式涡轮的特点,对所设计的动叶叶栅S1流面的准三元流气动分析和已有动叶平面叶栅的亚声速风洞试验,研究了反力式涡轮动叶正负攻角对叶栅内的绕流和能量损失的影响。结果表明:对于给定... 针对高性能分级燃烧(闭式)循环液体火箭发动机用反力式涡轮的特点,对所设计的动叶叶栅S1流面的准三元流气动分析和已有动叶平面叶栅的亚声速风洞试验,研究了反力式涡轮动叶正负攻角对叶栅内的绕流和能量损失的影响。结果表明:对于给定的来流方向,为得到连续收敛的叶栅几何通道和小的能量损失,动叶应采用正攻角设计。对已有的连续收敛的动叶叶栅,应采用负攻角流入工况,能量损失小。 展开更多

关键词 反力式涡轮 涡轮转子 进口攻角 液体推进剂火箭发动机

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空气涡轮固体火箭发动机的研究 被引量：5

6

作者 刘萝威 《飞航导弹》 2002年第9期27-31,共5页

介绍了空气涡轮固体火箭发动机 (SPATR)的性能特点 ,以及美国CFD研究公司在总体设计 (包括推进剂、涡轮机 )上的研究、对验证发动机的试验结果 。

关键词 空气涡轮火箭发动机 固体推进剂 涡轮 巡航导弹 反导弹导弹

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固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究 被引量：6

7

作者 黄利亚 夏智勋 陈斌斌 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期552-556,共5页

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间... 针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 含硼富燃料推进剂 壅塞式 二次燃烧 试验

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固体火箭发动机熔渣沉积数值模拟 被引量：7

8

作者 向红军 方国尧 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第5期366-369,374,共5页

为了探求熔渣沉积的机理,采用欧拉 拉格朗日两相方法模拟带潜入喷管的固体火箭发动机两相内流场。通过对发动机工作后期六个时刻的两相流动与粒子轨迹计算,得到了三种Al2O3重附着率(0 2,0 4,0 6)下的潜入喷管背壁熔渣沉积总量分别为0 14... 为了探求熔渣沉积的机理,采用欧拉 拉格朗日两相方法模拟带潜入喷管的固体火箭发动机两相内流场。通过对发动机工作后期六个时刻的两相流动与粒子轨迹计算,得到了三种Al2O3重附着率(0 2,0 4,0 6)下的潜入喷管背壁熔渣沉积总量分别为0 14%,0 48%和0 91%,提出了减少熔渣沉积的一些途径。 展开更多

关键词 数值模拟 固体推进剂火箭发动机 二相流 潜入式喷管 沉积物

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固体火箭冲压发动机的若干技术问题 被引量：19

9

作者 叶定友 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期470-473,共4页

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进... 简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。 展开更多

关键词 固体火箭冲压发动机 吸气式发动机 贫氧推进剂

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塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究 被引量：2

10

作者 刘宇 戴梧叶 +4 位作者 汤海滨 程显辰 马彬 王一白 覃粒子 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期27-33,共7页

简要介绍了固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统 ,给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用。总结了实验研究结果 ,并同数值模拟计算结果进行了比较 ,主要结果包括燃烧室压力、底部气锥流量、内膨胀... 简要介绍了固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统 ,给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用。总结了实验研究结果 ,并同数值模拟计算结果进行了比较 ,主要结果包括燃烧室压力、底部气锥流量、内膨胀比、侧喷管倾角、底部压缩角等对塞式喷管性能的影响 ,并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。 展开更多

关键词 火箭发动机 实验 数值模拟 塞式喷管 固体推进剂

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SPATR发动机循环参数选择与特性分析 被引量：2

11

作者 梁振欣 陈玉春 +1 位作者 黄兴鲁 屠秋野 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期528-532,559,共6页

为了更好地选择固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)的设计循环参数,以及拓宽SPATR发动机的工作范围,根据SPATR发动机的结构特点,建立了富燃燃气流量可调的SPATR发动机的性能计算数学模型,并编制了相应的计算程序。利用程序计算和分... 为了更好地选择固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)的设计循环参数,以及拓宽SPATR发动机的工作范围,根据SPATR发动机的结构特点,建立了富燃燃气流量可调的SPATR发动机的性能计算数学模型,并编制了相应的计算程序。利用程序计算和分析了不同空燃比和涡轮进口参数下的SPATR发动机设计点性能,并以此对SPATR发动机设计点循环参数进行了合理的选择。利用程序分别计算了富燃燃气流量可调和不可调的SPATR发动机的高度、速度特性和节流特性,并对计算结果进行分析和比较。结果表明,富燃燃气流量可调节的SPATR发动机具有更好的高度、速度特性,并能够实现节流工况调节,满足飞行器对推力调节的需求。 展开更多

关键词 固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机 循环参数 数学模型 控制规律

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先进火力支援系统/SPATR发动机一体化设计——约束分析与任务分析 被引量：1

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作者 陈湘 蔡元虎 +2 位作者 黄兴鲁 陈玉春 屠秋野 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期269-272,289,共5页

通过导弹/发动机一体化设计的计算,验证了SPATR发动机在先进火力支援系统(AFSS—Advanced Fire SupportSystem)中的可用性。利用飞航导弹/涡扇发动机一体化设计思路,建立了AFSS/SPATR发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型,并给出... 通过导弹/发动机一体化设计的计算,验证了SPATR发动机在先进火力支援系统(AFSS—Advanced Fire SupportSystem)中的可用性。利用飞航导弹/涡扇发动机一体化设计思路,建立了AFSS/SPATR发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型,并给出了算例和分析。简述了AFSS任务剖面和约束条件的给定、导弹的质量组成及SPATR发动机模型。对AFSS的约束分析和任务分析计算结果表明,建立的AFSS/SPATR发动机一体化约束分析与任务分析模型合理可行;采用SPATR的AFSS具有超音速飞行能力(H=3～5 km,Ma=1.8),比采用固体火箭发动机的导弹航程更远,并具有盘旋待机能力。 展开更多

关键词 先进火力支援系统(AFSS) 固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR) 一体化设计 约束分析 任务分析

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反辐射导弹/SPATR发动机总体性能计算

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作者 黄兴 蔡元虎 +1 位作者 陈玉春 陈湘 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2011年第6期129-132,共4页

参考飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的反辐射导弹/固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR,solid propellant air turbo rocket)总体性能计算的约束分析和任务分析模型并给出相应的算例和分析。简述了空射反辐射导... 参考飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的反辐射导弹/固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR,solid propellant air turbo rocket)总体性能计算的约束分析和任务分析模型并给出相应的算例和分析。简述了空射反辐射导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的重量组成以及SPATR发动机模型。计算结果表明,相比采用固体火箭发动机的HARM导弹,采用SPATR发动机的反辐射导弹具有超音速飞行(H=11km,2.5 Ma;H=3km,1.8 Ma)、远航程(低、高空航程均增加47%以上)和盘旋待机(H=3km,0.6 Ma,300s)能力,其性能极具使用价值。 展开更多

关键词 反辐射导弹 固体推进剂空气涡轮火箭发动机 总体性能计算 约束分析 任务分析

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含潜入喷管发动机尾部流场冷流模拟 被引量：2

14

作者 韩新波 陈步学 +1 位作者 蔡体敏 冯希顺 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第3期34-37,共4页

为了揭示含潜入喷管的固体火箭发动机尾部流动特征 ,按照几何相近和气动相似原则设计了通道为矩形的二维冷流实验模型 ,利用相位多普勒粒子分析仪 (PDPA)对燃烧室尾部气流的时均速度和湍流脉动速度进行了测量。实验结果表明气流在潜入... 为了揭示含潜入喷管的固体火箭发动机尾部流动特征 ,按照几何相近和气动相似原则设计了通道为矩形的二维冷流实验模型 ,利用相位多普勒粒子分析仪 (PDPA)对燃烧室尾部气流的时均速度和湍流脉动速度进行了测量。实验结果表明气流在潜入喷管入口上游发生分离 ,再附点位于喷管前端部外侧 ,背壁空腔内形成一个较为稳定的回流区 。 展开更多

关键词 固体推进剂火箭发动机 潜入式喷管 尾流 冷流

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发动机技术的发展动向

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作者 王德 《飞航导弹》 北大核心 2007年第8期47-48,共2页

关键词 发动机技术 超燃冲压发动机 吸气式发动机 脉冲爆震发动机 液体火箭发动机 固体火箭发动机 涡喷发动机 火箭推进

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固体塞式喷管二次喷射推力矢量控制 被引量：4

16

作者 琚春光 刘宇 廖云飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期78-81,共4页

结合塞式喷管的结构特点,选用流体二次喷射的方法,在应用迎风格式求解N-S方程的基础上,对固体塞式喷管发动机的推力矢量控制进行了初步研究。考察了工作压比、流体二次喷射的角度和流量对固体塞式喷管的高度特性以及流体二次喷射产生的... 结合塞式喷管的结构特点,选用流体二次喷射的方法,在应用迎风格式求解N-S方程的基础上,对固体塞式喷管发动机的推力矢量控制进行了初步研究。考察了工作压比、流体二次喷射的角度和流量对固体塞式喷管的高度特性以及流体二次喷射产生的侧向力的影响。结果表明,流体二次喷射的推力矢量控制方法可以增加塞式喷管的轴向力;流体二次喷射产生的侧向力与二次喷射的流量和角度成正变关系;塞式喷管轴向力的增加随着二次流流量的增加而增加,但是二次流对轴向力的增加与二次流喷射的角度成反变关系。 展开更多

关键词 固体推进剂火箭发动机 塞式喷管 推力矢量控制 二次喷射

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美国为新一代返回式助推火箭研究动力系统

17

《火箭推进》 CAS 2002年第6期9-9,共1页

美国通用电气公司和普惠公司正在进行有关使用商用和军用吸气式燃气涡轮发动机的衍生型产品驱动新一代发射系统的可重复使用"返回式"助推火箭的可行性研究。根据今年夏季NASA授予的为期10个月、价值30万美元的合同,通用电气... 美国通用电气公司和普惠公司正在进行有关使用商用和军用吸气式燃气涡轮发动机的衍生型产品驱动新一代发射系统的可重复使用"返回式"助推火箭的可行性研究。根据今年夏季NASA授予的为期10个月、价值30万美元的合同,通用电气公司正在研究改进F118和F136发动机和民用CFM56和CF6发动机,而普惠公司正在研究军用F119或F135发动机和商用PW2040或PW4098发动机。 展开更多

关键词 燃气涡轮发动机 通用电气公司 助推火箭 返回式 重复使用 可行性研究 发射系统 吸气式 衍生型 研究改进

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两相流环缝塞式喷管理想型面的设计方法 被引量：4

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作者 谢侃 刘宇 +1 位作者 任军学 廖云飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期223-228,共6页

目前固体火箭发动机塞式喷管没有成熟的理论设计方法,设计方法需考虑两相流因素和极限粒子流线的几何约束。在常滞后两相流假设下提出改进的Angelino理想型面法设计两相流环缝塞式喷管,证明了常滞后两相流中的普朗特-迈耶函数关系式,并... 目前固体火箭发动机塞式喷管没有成熟的理论设计方法,设计方法需考虑两相流因素和极限粒子流线的几何约束。在常滞后两相流假设下提出改进的Angelino理想型面法设计两相流环缝塞式喷管,证明了常滞后两相流中的普朗特-迈耶函数关系式,并给出了最终设计公式。用F luent软件计算了改进法设计的喷管型面性能。算例结果表明,与未考虑两相流效应的纯气相理想型面相比,该法设计的型面长度缩短近33%,推力增大约1%,证明了提出常滞后两相流假设的合理性及改进法设计两相流环缝塞式喷管的有效性。 展开更多

关键词 固体推进剂火箭发动机 两相流 塞式喷管

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关于潜入式SRM冷流模拟试验中相似与模拟问题的探讨 被引量：1

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作者 肖育民 蔡体敏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第3期32-35,共4页

评述了目前ＳＲＭ冷流模拟试验技术的发展，并从相似与模化的基本理论出发，探讨了ＳＲＭ喷管潜入段稳态不可压有加质的湍流流场相似准则，并根据该实验的具体特点，提出了以ＣＴ作为选定量来求解其它相似常数的设想。分析表明，用以高... 评述了目前ＳＲＭ冷流模拟试验技术的发展，并从相似与模化的基本理论出发，探讨了ＳＲＭ喷管潜入段稳态不可压有加质的湍流流场相似准则，并根据该实验的具体特点，提出了以ＣＴ作为选定量来求解其它相似常数的设想。分析表明，用以高压气源作为冷流模拟气源一般只能近似模拟ＳＲＭ喷管潜入段内流场的流动工况，近似模化必须尽量满足Ｒｅ准则。 展开更多

关键词 固体推进剂 火箭发动机 冷流试验 潜入式喷管

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药盒式可燃点火器的设计和应用 被引量：3

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作者 屠小昌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第6期72-74,共3页

可燃点火器常被用作中小型固体火箭发动机的点火器。阐述了可燃点火器的分类、特点和设计内容，并给出了可燃点火器的应用实例。

关键词 固体推进剂 火箭发动机 点火器 可燃性 药盒式

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