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空气预冷发动机及微小通道流动传热研究综述 总被引:1,自引:0,他引:1
首先针对发动机空气预冷系统的特点,将现有的预冷机制分为四种类型,包括燃料预冷、质量喷注预压缩冷却、燃料预冷和质量喷注预压缩冷却组合预冷以及其他流体预冷,并分别介绍了每种预冷机制的代表性发动机循环以及技术特点。调研发现,微小通道结构的预冷器具有很高的散热能力和紧凑度,优势显著。英国Skylon空天飞机的预冷却组合循环发动机(SABRE)其微通道结构预冷器具有极高换热能力。对SABRE的预冷器及相关研究进行详细分析,强调微小通道强化换热对提高发动机性能的重要作用。通过对微小通道中单相气态流动换热研究的调研发现,微尺度流动传热机理仍存在诸多分歧,理论发展不完善,需要深入开展微小通道强化传热研究,尤其对于高速高内外温差条件下微小尺度复杂结构空间内流动传热机理需要深入探索。 相似文献
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在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机.通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术. 相似文献
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《宇航学报》2017,(8)
为探究低温推进剂预冷管路过程中非稳态两相流动与换热特性,通过文献调研与对比分析,综述了该领域研究进展。分类总结了影响预冷沸腾的主要因素,梳理了数值模拟研究结果,探讨了现有流动沸腾关联式对低温推进剂预冷沸腾过程的适用性,并整理了微重力下低温流体预冷沸腾相关实验研究。研究表明:1)低温流体预冷沸腾可用典型沸腾曲线逆向描述,换热特性与两相流型分布与常温流体流动沸腾相比存在一定差异;2)质量流速、流动方向、工质物性等是预冷沸腾过程流动与换热特性的主要影响因素;3)传统流动沸腾换热关联式不适用于低温流体预冷沸腾换热研究,需进一步拟合低温流体预冷过程关联式。通过梳理低温流体预冷沸腾理论研究和实验进展,提出了开展相关研究的思路与方向,以期为低温推进剂的安全高效加注提供参考和理论依据。 相似文献
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复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析 总被引:1,自引:0,他引:1
采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。 相似文献
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美国正在加紧研究用于单级入轨火箭的先进低成本氧/氢发动机。这项研究确定了发动机的基本构形和地面规则。为了探索发动机的性能,选择了六种不同的发动机循环进行试验研究。这些循环包括一个开式循环和一系列的闭式循环。这些闭式循环可以变更从推进剂抽取驱动涡轮机械的能量。这些循环可以改变发动机所能达到的最大室压和在任意给定室压下发动机的重量。把发动机质量作为室压的函数,对每年循环的发动机质量进行了计算。计算结果表明,应用新的氧氢发动机作为单级入轨的发动机是可行的。最有竞争力的发动机循环是分级燃烧循环,发动机室压的预选方案是27.579MPa。为了便于比较,本文还简单介绍了 RD—704发动机。 相似文献
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对复杂液体火箭发动机循环进行分析的一种模块近似新方法已由德国的DLR 公司研究出来。它把一种发动机循环系统视为由预定的模件库中的模块组成。流经所有组件的流体都假定为一维流动。流体特性的计算在用于推进剂时,采用经验状态方程,用于燃烧产物时,按达到了化学平衡来处理。这种方法的基本原理是在对不同推进剂组合的发动机(包括三组元推进剂发动机)分析的基础上得出的。 相似文献
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为解决大型液体火箭发动机现有循环系统性能和技术难度及成本之间的矛盾,本研究基于低温推进剂液体火箭发动机工作环境特点,并结合磁流体发电机和直流超导电机的原理和工作特性,提出了一种不同于涡轮泵循环的超导电磁泵压循环系统。文中阐述了系统中超导电磁泵和磁流体发电装置的基本结构与工作原理,分析了系统的优缺点,并对超导电磁泵压循环系统进行了初步的可行性论证,最后对超导电磁泵压循环系统的应用前景进行了分析和论述。结论认为.作为一种全新的火箭发动机循环系统,超导电磁泵压循环系统具有非常广阔的发展及应用前景。 相似文献
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低温推进剂火箭喷泉效应及其抑制 总被引:3,自引:1,他引:3
针对低温推进剂火箭应用过程中出现的喷泉效应,在深入分析其产生机理的基础上,介绍了氦气注入、补充加注和循环回流三种相应的抑制方法。试验和应用结果表明,这三种方法可有效地实现系统平衡,抑制喷泉效应。 相似文献
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火箭发动机地面试验中,低温推进剂贮箱增压过程的传热、传质以及湍流流动过程十分复杂。贮箱增压系统具有非线性、时间滞后、参数变化不确定等特点,对增压系统难以建立精确的数学模型。因此,以低温推进剂贮箱内压力稳定为目的,提出了采用多路、不同直径管道增压的模糊控制方案;应用模糊控制算法中的最大隶属度法进行解模糊化,制定增压管路的模糊控制表,建立了以压力为控制变量的模糊控制器。分别对预增压过程和保持增压过程的两种工况进行了仿真。仿真结果表明:模糊控制算法能有效提高推进剂贮箱中压力调节的控制精度和响应速度,使得离开贮箱的推进剂压力稳定地满足发动机泵入口的压力和净吸程要求。 相似文献
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The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine. 相似文献
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基于神经网络的液体火箭发动机泄漏检测方法 总被引:3,自引:0,他引:3
针对液体火箭发动机在热试车过程中出现的推进剂泄漏现象进行了分析,提出采用神经网络法对发动机相关参数进行检测,以发现发动机在工作过程中的推进剂泄漏。研究结果表明,利用神经网络实现推进剂泄漏的及时检测是可行的。 相似文献
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纳米技术在液体火箭发动机上的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
介绍了纳米技术在液体火箭发动机的应用现状,对今后纳米技术在液体火箭发动机的应用前景和效果作了初步探讨。重点叙述了我国自行研制的液氧/煤油高压补燃发动机上采用的纳米技术及一些工艺方法,同时将它们的试验情况作了对比分析。提出了今后在液体火箭发动机中采用纳米技术的设想和建议。 相似文献