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针对未来航天主发动机的应用需求,提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案,综合分析了这种新型混合循环发动机所能达到的比冲性能,对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点,针对推... 相似文献
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以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,构造了该系统的物理数学模型,并对其进行了大范围参数扰动以及工况调整过程的非线性动态特性仿真,计算方法采用自适应变步长的四阶龙格—库塔法。结果表明,所建数学模型较精确合理,计算方法满足模拟要求;计算结果对类似发动机的研制与改进提供了一定的指导意义 相似文献
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以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其关机特性进行了研究。在分析发动机系统工作原理的基础上,应用模块化建模的思想,建立了该系统中各主要部件的数学模型;采用新的面向对象仿真语言Modelica和MWorks平台,开发了可扩展的发动机仿真模型库;在此基础上,利用模型库搭建了液氧煤油补燃循环发动机关机过程仿真模型,并对发动机关机过程进行了仿真计算,计算结果表明与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于5%,动态相对误差小于15%,初步验证了所建仿真模型的正确性;进一步分析了吹除气体压力、阀后腔道容积、关机工况等因素对发动机关机过程的影响。 相似文献
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补燃循环发动机强迫起动过程 总被引:3,自引:1,他引:2
以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其强迫起动特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解推进剂供应管路瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法.采用新的面向对象仿真语言Modelica,建立了可扩展的发动机仿真模型库,在MWorks平台上,利用模型库搭建了补燃循环液氧煤油发动机仿真模型.对发动机强迫起动过程进行了仿真计算,计算结果与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于4%,动态相对误差小于10%,初步验证了模型的正确性.进一步分析了火药起动器工作时间、阀门打开时序等因素对发动机起动过程的影响.结果表明,为保证该发动机可靠起动,发生器点火应在氧化剂头腔充填完成后,火药起动器工作时间应持续到发生器点火. 相似文献
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以全流量补燃循环氢氧发动机系统为研究对象,对其的动态响应特性进行了研究。建立了描述全流量补燃循环发动机动态特性的非线性数学模型,将免疫策略算法同龙格-库塔法结合起来,提出了求解含有隐式项的常微分方程组的变步长龙格-库塔方法,并应用该方法对全流量补燃循环发动机系统的动态响应特性进行了仿真计算。计算结果表明,当发动机在某一个稳定工况工作时,发动机入口推进剂压强的变化对发动机性能参数的影响不大,发动机的参数都能比较平稳的过渡到一个新的稳定工况;当发动机在短时间内进行小范围的推力调节时,发动机参数的过渡过程的曲线也比较平稳,但是当在短时间内进行大范围推力调节时,参数的过渡过程的曲线振动比较剧烈,因此应当在进行大范围推力调节时,应当对调节时间进行适当延长,或者分级进行推力调节。 相似文献
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自燃推进剂火箭发动机燃烧不稳定性研究 总被引:4,自引:1,他引:3
发展了自燃推进剂(MMH/NTO)火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,研究了燃烧不稳定性的机理,提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究,得到了声槽特性频率驿燃烧不稳定性的影响规律,描绘出声腔影响燃烧不稳定性的具体场景,数值模拟结果与理论分析及试车结果是相符的,对轴向声槽的分析设计将具有广泛的指导意义。 相似文献
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以某型液氧 煤油高压补燃火箭发动机为模型,利用随机仿真(蒙特卡罗仿真)的方法,研究在主要结构参数和发动机入口参数随机变化时发动机稳态参数的分布规律。通过对该发动机非线性稳态特性方程组进行大量的仿真计算并对结果进行统计推断,获得了发动机稳态参数的概率密度分布特性。考虑的随机变化因素包括:系统结构参数与组件性能参数变化、推进剂供应系统入口压力变化和环境温度变化等。 相似文献