内喷管单元间隙对塞锥换热的影响

为了解内喷管单元间隙对塞锥换热的影响,建立塞式喷管发动机的三维计算模型,采用数值模拟的方法对不同背压不同冷却剂流量下的塞锥进行换热研究,得出不同工况下的冷却剂温升、压降以及壁面温度、压强和热流密度的分布情况,其中着重研究了内喷管单元间隙对塞锥换热的影响.计算结果表明:由于受单元间隙的影响,造成沿宽度方向上塞锥壁面的压强、热流密度和温度的大小分布不均,并且随着环境压强的降低,单元间隙的影响有减弱趋势.      

液体火箭发动机试验热电偶传感器测量工艺

热电偶传感器具有性能稳定、结构简单、使用安全、价格低廉、测温范围广等特点,在液体火箭发动机地面试验中得到了广泛应用。由于输出信号小,在发动机试验的恶劣环境中若使用不当,则容易造成测量不准或测不到数据。针对目前测量中存在的问题,提出了热电偶传感器使用中应注意的一些关键技术和使用工艺要求。工程实践表明,按此工艺操作,热电偶的测量可靠性和测量精度明显提高。     

液氧／煤油补燃循环发动机起动过程研究

液体火箭发动机起动过程是发动机研制过程中的难点和关键技术之一。针对某液氧／煤油补燃循环发动机,进行了起动过程研究。建立了发动机各组件的动态数学模型,并进行了适当简化。计算得到了起动过程发动机性能参数随时间变化的仿真曲线。计算结果与试车数据基本相符,初步验证了所建立的仿真模型及采用的仿真方法的正确性。还分析了部分干扰因素对发动机起动过程的影响。     

我国载人登月重型运载火箭动力系统探讨

月球研究与利用是21世纪航天发展的重点之一。根据载人登月的需求,探讨了我国重型运载火箭及其动力系统的技术途径,提出研制大推力液氧/烃和液氧/液氢发动机的设想。重点论证了大推力下面级发动机的推进剂组合、动力循环方式及推力量级,认为该发动机推进剂应选择环保、廉价及高性能的液氧/烃组合,动力循环方式应采用先进的补燃循环或低成本的燃气发生器循环,推力应为4000kN左右。     

液体火箭发动机高转速诱导轮旋转空化

诱导轮是提高液体火箭发动机泵抽吸性能的重要部件,而高速诱导轮中出现的旋转空化现象有时会严重影响涡轮泵的正常工作。利用基于Rayleigh-Plesset方程的混合流体模型对某诱导轮2D叶栅中的非定常空化流动进行了计算,模拟了迁移速度比约为1.0~1.4的旋转空化现象,并对其内在机理进行了分析。通过水力实验,利用非稳态信号时-频谱分析技术,捕捉到多种工况下旋转空化的动力学特征,同时观测得到该非定常现象的发生区间和其它特性。     

重组实现液体动力新腾飞——专访航天科技集团公司副总经理雷凡培

7月22日,航天科技集团公司新六院正式挂牌成立。这个新的航天液体动力技术研究院,给航天动力事业的发展带来了新机遇。近日,记者就航天液体动力重组的有关问题,采访了航天科技集团公司副总经理、航天液体动力重组领导小组组长雷凡培。     

《火箭推进》征稿启事

一、《火箭推进》是航天推进技术研究院主办的运载器与导弹动力专业的学术刊物,专业方向侧重于液体火箭发动机。     

《火箭推进》征稿启事

一、《火箭推进》是航天推进技术研究院主办的运载器与导弹动力专业的学术刊物,专业方向侧重于液体火箭发动机。二、《火箭推进》为双月刊,国内外公开发行,主要刊载以下内容: 1.火箭发动机专业基础理论研究、关键技术研究方面的学术论文; 2.国内外火箭发动机发展现状及前景的专题论文及综述;3.国内外火箭发动机的新材料、新工艺、新技术、新结构;4.火箭发动机及其组件在研制试验过程中出现的故障及解决方法;5.火箭发动机测试技术和试验技术;     

液体火箭发动机关机水击的数值模拟

基于特征线法对某液体火箭发动机小尺寸推进剂供应管路的关机水击进行了数值模拟.研究了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,并验证了数值模拟的正确性,同时通过实例计算分析测压支管直径和长度改变时测压支管端部压力与阀门处压力的关系.结果表明:测压支管的存在使实测点与管路内压力瞬变特性可能有较大差异,是造成测量数据不能正确反映管路内真实压力的原因.     

液体流量标准装置在民机系统试验中的应用

本文介绍了流量计量以及液体流量标准装置的选择以及主要工作原理,并以某型号飞机为例,介绍了静态质量法液体流量标准装置的检定、校准方法。