国家高技术研究发展计划(863-2-1-3-1)
- 作品数：10 被引量：28H指数：3
- 相关作者：刘宇韩非覃粒子王长辉王一白更多>>
- 相关机构：北京航空航天大学哈尔滨工业大学更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划国家教育部博士点基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 小叶片弦长对跨声轴流风扇气动性能的影响被引量：2
- 2007年
- 针对某型跨声轴流风扇大小叶片转子,通过优化去除小叶片中弧线形状的影响,对比分析了最高效率点工况下小叶片弦长对转子气动性能的影响.发现小叶片前缘膨胀波可以调整大叶片壁面附面层逆压力梯度段的长度和逆压梯度的强度.正确选择小叶片前缘位置可以降低附面层损失,抑制大叶片后部分离,合理分配气动负荷.
- 孙玺淼颜培刚王松涛王仲奇
- 关键词：航空航天推进系统弦长激波
- 塞式喷管性能损失分析被引量：3
- 2005年
- 影响塞式喷管性能的因素是多方面的,为了明确各种损失对其的影响程度,根据塞式喷管的工作特点,通过建立的塞锥壁面压力分布的简化模型,初步分析了这些因素,比如摩擦损失、化学非平衡损失、截短损失和底部损失等.结果表明,由于塞锥长度的截短所引起的截短损失和底部损失是影响塞式喷管性能的主要因素.为了减小由此所带来的性能损失,应通过实验和数值模拟的方法着重研究气流在塞锥上和底部的流动特征,并且在设计的过程中应该考虑这些因素,以降低其对性能的影响.
- 琚春光刘宇韩非
- 关键词：塞式喷管火箭发动机
- 内喷管单元间隙对塞锥换热的影响
- 2008年
- 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.
- 韩非刘宇
- 关键词：液体推进剂火箭发动机塞式喷管数值模拟
- 塞式喷管效率高度特性分析被引量：4
- 2005年
- 通过理论分析,结合塞式喷管具有高度补偿特性的特点,根据气流流动的情况,将塞式喷管的推力分为两部分,建立了两个不同的塞锥表面压力分布的数学模型,来分析塞式喷管发动机效率的高度特性非单调性变化的规律以及塞锥表面压力分布对其的影响。结果表明,在高的环境压强下工作时,由塞式喷管的高度补偿能力所获得的推力是引起效率高度特性曲线非单调变化的原因;在低的环境压强下工作时,由于塞锥的截短,效率高度特性曲线在设计点之前达到最大值。
- 琚春光刘宇覃粒子
- 关键词：航空航天推进系统火箭发动机塞式喷管
- 不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响
- 2006年
- 为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响。计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程。计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度。
- 韩非刘宇李军伟
- 关键词：航空航天推进系统液体推进剂火箭发动机塞式喷管热流密度
- 不同压比下塞锥三维传热分析
- 2007年
- 为了解塞式喷管发动机在不同压比下工作时的再生冷却换热特性,对一试验用塞式喷管发动机建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,得到了不同压比下再生冷却塞锥壁面以及内部截面的压强、热流密度和温度的分布曲线和云图.计算过程中采用一阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明塞式喷管发动机在较低压比的工况下工作时,塞锥受热状况较为恶劣,塞锥壁面出现压强和温度的峰值,该截面内部的温度和温度梯度达到最大.
- 韩非刘宇
- 关键词：航空航天推进系统液体推进剂火箭发动机塞式喷管
- 气氢/气氧塞式喷管模型发动机实验
- 2007年
- 以气氢／气氧为推进剂，对圆转方内喷管单元直排塞式喷管进行了热试实验研究。介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数，给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析。无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬，碳钢材料加工塞锥，成功进行了多次短时间热试实验。在三个压比下获得了塞式喷管性能数据，实验表明，塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率。在CNPR=110附近，效率达到93％～95％；在CNPR=450附近，效率达到96％～98％；在CNPR=1000附近，效率达到93％～96％．预计在设计点的效率不低于98％。
- 王长辉刘宇王一白廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管热试车性能分析
- 矩形内喷管塞式喷管的数值计算与实验研究被引量：5
- 2004年
- 为了了解内喷管为二维矩型的塞式喷管性能,设计了一个二单元的实验塞式喷管,并对模型进行了数值模拟和实验研究。数值模拟采用无波动、无自由函数耗散(NND)差分格式求解三维NS方程,利用空气冷流实验方法评价了喷管性能。研究模型的内喷管喉部面积为4×60mm2,内喷管面积比为4,总面积比为24.05,设计压力比为500。计算得到了正确的流场结构和塞锥表面压强分布,结果与实验数据吻合很好,效率数值最大相差1%。模型的性能也比较理想:最大的推力系数效率为0.995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,推力系数效率在0.97～0.995之间变化。不同压强比下全锥塞式喷管的塞锥表面压强分布规律,可以作为研究截短型塞式喷管塞锥压强分布的基础。
- 王一白刘宇王长辉覃粒子
- 轴对称喷管与圆转方喷管冷却换热特性的比较被引量：3
- 2007年
- 为了解和比较轴对称喷管与圆转方喷管不同的再生冷却换热特性,分别对轴对称喷管(推力室)与圆转方喷管(推力室)建立计算模型,通过数值模拟的方法重点研究和比较了轴对称喷管与圆转方喷管的流场、壁面热流密度和温度分布、冷却剂温升和冷却通道压降等换热特性.计算结果表明:圆转方喷管由于型面不连续,在转方位置后壁面出现了温度和热流密度的峰值,从而导致沿周向壁面温度和热流密度的分布也不均匀.
- 韩非刘宇
- 关键词：航天推进系统塞式喷管推力室换热
- 三维喷管设计被引量：11
- 2005年
- 为了简化设计过程并获得满意的设计性能,以圆转方和圆转矩形喷管为例,对已有的三维喷管型面设计方法进行比较和总结,运用数值方法分析了型面转换起始位置和喷管出口高宽比的确定,提出了一套三维型面的直接生成方法,并给出相应的设计准则。经过实际设计和加工的检验,证明了设计方法的工艺可行性。在能够保证三维喷管的制造工艺条件以及冷却通道布置要求下,型面转换的起始位置可以尽量接近喉部;喷管出口截面的宽边不要超过窄边的1.5倍,应尽量接近于方形。
- 覃粒子王长辉刘宇王一白
- 关键词：火箭发动机数值仿真
