杨玉新
- 作品数：21 被引量：96H指数：6
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- 固液混合火箭燃面退移过程的数值模拟
- 基于固液混合火箭发动机中复杂的物理、化学过程,利用流动-传热耦合的方法以及动网格技术建立了固液混合火箭发动机燃面退移过程模拟的数值模型。计算结果与实验数据的对比校验了模型的正确性。并应用该模型对某实验发动机进行了数值模拟...
- 杨玉新胡春波蔡体敏秦飞
- 关键词：固液混合火箭发动机动网格技术
- 文献传递
- 无喷管助推器侵蚀燃烧模型对比研究被引量：2
- 2016年
- 侵蚀燃烧对无喷管助推器的性能有着至关重要的影响。为了在无喷管助推器设计中准确预测其性能,在分析侵蚀燃烧机理的基础上,利用一维非定常变截面内弹道计算程序,采用几种典型的侵蚀燃烧模型对单燃速锥柱形装药和双燃速串装锥柱形装药发动机的特性进行分析。研究表明,文中推进剂在单燃速锥形装药发动机中表现出较弱的负侵蚀效应,采用无负侵蚀效应的侵蚀燃烧模型的预示结果好于带有负侵蚀效应的侵蚀模型,其中Lenoir-Robillard模型的预示精度最高。而双燃速串装发动机中由于燃气流速较小的范围更大,负侵蚀效应影响较大,只有使用具有负侵蚀效应的Greatrix模型才能得到较为准确的预示结果。
- 黄礼铿杨玉新霍东兴马利峰
- 关键词：内弹道计算无喷管助推器侵蚀燃烧
- 喷管摆动对固体火箭发动机内两相流动的影响被引量：4
- 2006年
- 采用颗粒轨道模型(欧拉-拉格朗日模型)以及分区网格技术,对带潜入式摆动喷管的固体火箭发动机中的三维两相流动进行了一体化数值模拟,得出以下结论:凝聚相的存在对发动机中的两相流动有明显的影响,喷管中粒子浓度高的区域速度低,温度高;喷管的摆动造成发动机后翼槽内流动的不对称,并对发动机的性能造成明显的损失,当喷管摆动到一定角度时候,喷管摆向一侧的后翼槽内出现漩涡;喷管的摆动影响发动机后翼槽内以及壁面上粒子浓度的分布。
- 杨玉新胡春波甘晓松何国强蔡体敏
- 关键词：固体火箭发动机两相流动潜入式喷管
- 氧化剂质量通量对固液火箭发动机中固体燃料退移速率的影响被引量：2
- 2009年
- 针对采用硝酸／HTPB型推进剂的固液混合火箭发动机，采取数值方法研究了氧化剂质量通量对固体燃料热解表面退移速率及换热的影响。研究表明，固体燃料热解表面轴向平均对流换热热流密度、总热流密度以及退移速率与氧化剂质量通量的n次方近似成正比，n的值介于0．6～0．7之间；固体燃料热解表面的辐射换热热流密度近似与氧化剂质量通量成正比；随着氧化剂质量通量的增加，辐射换热占总换热量的比例逐渐增加，增加幅度逐渐减小。
- 武渊何国强杨玉新
- 关键词：混合火箭发动机对流换热辐射换热热流密度
- 双下侧二元混压式进气道不起动-再起动特性分析被引量：2
- 2017年
- 针对某典型固冲发动机用双下侧布局二元混压式进气道的不起动-再起动特性,开展了高速风洞试验和弹体/进气道一体化数值仿真研究。研究结果表明,进气道极限反压与来流总压、喉道总压恢复系数和流量系数相关;进气道入口前气流总压是决定进气道再起动反压的主要因素;在侧滑情况下,背风侧进气道抗反压能力强于迎风侧。
- 杨玉新陈义董新刚
- 关键词：固冲发动机二元进气道不起动再起动
- 固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计被引量：6
- 2018年
- 针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。
- 刘洋高勇刚余晓京霍东兴杨玉新
- 关键词：数值模拟
- 粉末火箭发动机推力调节试验研究被引量：10
- 2015年
- 为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术,利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表明,在高能火花塞作用下,粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节;通过调节粉末燃料和氧化剂的流量,可实现粉末火箭发动机的推力调节技术,推力调节比达到6.5。
- 张胜敏杨玉新胡春波
- 关键词：推力调节点火关机
- 高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验
- 2014年
- 主要针对喷管进行高低燃温组合推进剂与纯高燃温推进剂下的喉衬烧蚀实验分析,低燃温推进剂为丁羟低温推进剂和SCH-12低温推进剂。实验研究表明,丁羟低温推进剂和高温推进剂组合推进剂的烧蚀率为0.112 mm/s,SCH-12低温推进剂和高温推进剂为0.115 mm/s,纯高燃温推进剂的烧蚀率为0.133 mm/s,证明了高低燃温组合推进剂降低喉衬烧蚀的有效性与可行性。分析了然后对不同含量低燃温推进剂对比冲性能的影响,结果显示,使用比冲下降小、燃温低的推进剂能有效降低喉衬烧蚀,并对发动机比冲影响较小。
- 吴秋陈林泉杨玉新
- 关键词：固体火箭发动机喉衬
- 含硼固冲发动机补燃室内凝相产物燃烧效率测试方法被引量：8
- 2014年
- 针对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机,提出了一种补燃室内凝相产物燃烧效率测试方法。设计了水冷探针取样装置,传热计算结果证明了该装置取样过程的可靠性。通过地面直连式试验,对补燃室凝相产物进行了采集,分2个工况,并使用现代仪器手段SEM、EDS及XRD,对产物的化学成分进行了深入分析。结果表明,凝相产物主要包含B、O和C三种元素;产物的主要成分为B2O3。此外,还含有B13C2、B2Ti、MgO2、Fe3O4和Ti2O3。工况1的B2O3的质量百分含量明显高于工况2,工况2的B13C2的质量百分含量明显高于工况1,每个工况自发动机轴线向壁面的径向变化过程中,B2O3的质量百分含量逐渐减小,B13C2的质量百分含量却逐渐增大。分析得出,硼的燃烧效率随着补燃室长度的增加而升高;而自发动机轴线向壁面的径向变化过程中,硼的燃烧效率逐渐降低。
- 吴秋陈林泉王云霞杨玉新
- 关键词：固冲发动机含硼推进剂燃烧效率
- 基于MEMS的固体燃料微推进技术研究进展被引量：6
- 2016年
- 随着航天器小型化的发展,微推进技术研究具有十分迫切和重要的意义.基于微机电系统(MEMS)的固体燃料微推进器(MSPT)具有诸多优点,已成为微推进技术研究热点.介绍了MSPT的研究背景及优势,综述了国内外基于MEMS的固体燃料微推进器的结构与装配、点火部分研究、推进剂研究、推力测试装置设计、模型及数值模拟方面的研究进展.分析了目前研究中存在的问题和不足之处,并展望了未来研究的重点和改进方向.
- 刘建忠梁导伦汪洋杨玉新施伟周俊虎
- 关键词：航空航天推进系统微机电系统固体推进剂微推进器推力测试
