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220t级补燃循环氢氧发动机推力室研制
被引量:
8
1
作者
丁兆波
刘倩
+3 位作者
王天泰
杨继东
孙纪国
龚杰峰
《火箭推进》
CAS
2021年第4期13-21,共9页
推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采...
推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采用四底三腔方案氧腔居中,燃烧效率高达99.7%;身部采用边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热防护方式,设计喉部最高气壁温为732 K;喷管上段采用铣槽内壁与外壁扩散钎焊的再生冷却方案;喷管下段采用高超音速气膜/辐射冷却方案。通过关键技术攻关初步突破了高效补燃喷注器、大流量推力室稳定燃烧、大热流身部热防护、高效率喷管造型、大尺寸高效再生冷却喷管、大尺寸单壁气膜/辐射冷却喷管等六项关键子技术,主要的技术指标能够满足设计的要求,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。
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关键词
高压补燃
氢氧发动机
推力室
仿真研究
热试验
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职称材料
国外典型大推力氢氧发动机推力室技术方案综述
被引量:
17
2
作者
丁兆波
孙纪国
路晓红
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2012年第4期27-30,38,共5页
为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为...
为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为中国未来200 t级大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的设计参考。
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关键词
氢氧发动机
推力室
技术方案
对比分析
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职称材料
氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性评定技术研究
被引量:
4
3
作者
丁兆波
许晓勇
+1 位作者
乔桂玉
陶瑞峰
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2013年第1期38-41,共4页
为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进...
为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进行动态稳定性评定试验。所选定的扰动装置和传感器在喷注器面安装的方案可实现性最好,结构变动最小,可保持试验在原型燃烧室状态下进行,同时扰动效果较好,传感器敏感性较好。
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关键词
氢氧发动机
动态稳定性
扰动方法
评定试验
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职称材料
某型蒸发式稳定器气动及燃烧特性研究
被引量:
4
4
作者
丁兆波
金捷
《火箭推进》
CAS
2013年第3期27-31,共5页
为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来...
为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来流速度的增大,总压恢复系数和停留时间明显减小,回流区长度、回流率和燃烧效率变化不大;与相同槽宽的常规V型火焰稳定器相比,回流率明显减小,总压恢复系数、回流区长度和停留时间略有减小。蒸发式稳定器后部形成明显的回流区,且基本上不受外部主流流动的干扰,通过单独控制稳定器局部供油,可以使稳定器在最佳油气比下工作,有利于在高速来流条件下可靠工作。
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关键词
亚燃冲压发动机
蒸发式稳定器
V型稳定器
气动特性
燃烧特性
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职称材料
高压补燃大推力氢氧发动机预燃室关键技术
被引量:
5
5
作者
丁兆波
潘刚
+1 位作者
牛旭东
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020年第4期39-44,共6页
预燃室作为220吨级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,技术提升幅度大,涉及关键技术多,难度大。通过多方案对比论证、全面数值优化仿真、关键技术冷热试试验验证等途径和方法对预燃室开展了关键技术研究和方案深化论证,主要技术...
预燃室作为220吨级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,技术提升幅度大,涉及关键技术多,难度大。通过多方案对比论证、全面数值优化仿真、关键技术冷热试试验验证等途径和方法对预燃室开展了关键技术研究和方案深化论证,主要技术指标满足设计要求,全面突破了宽工况下的高效稳定燃烧、身部可靠热防护和燃气温度均匀性控制等三项关键子技术,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。
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关键词
补燃循环
氢氧发动机
预燃室
关键技术
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职称材料
某蒸发式稳定器燃烧特性及供油匹配数值研究
被引量:
2
6
作者
丁兆波
金捷
《火箭推进》
CAS
2012年第4期43-48,共6页
为了研究一种适用于亚燃冲压发动机燃烧室的蒸发式火焰稳定器方案,采用PDF燃烧模型对其燃烧特性及供油匹配进行了流动及两相燃烧数值模拟与分析,重点研究了不同主燃区/局部供油匹配以及不同主燃区供油浓度分布等对燃烧性能的影响,获得...
为了研究一种适用于亚燃冲压发动机燃烧室的蒸发式火焰稳定器方案,采用PDF燃烧模型对其燃烧特性及供油匹配进行了流动及两相燃烧数值模拟与分析,重点研究了不同主燃区/局部供油匹配以及不同主燃区供油浓度分布等对燃烧性能的影响,获得了燃气温度峰值与均匀性相对优化的供油方案。
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关键词
冲压燃烧室
蒸发式稳定器
燃烧特性
供油匹配
数值研究
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职称材料
气氢/液氧同轴喷注单元细节对燃烧特性的影响
被引量:
1
7
作者
丁兆波
陶瑞峰
许晓勇
《火箭推进》
CAS
2013年第5期31-34,共4页
为了研究气氢/液氧同轴直流式喷嘴的结构参数细节对燃烧特性的影响,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了数值模拟。重点研究了氧喷嘴缩进深度、氧喷嘴出口壁厚和氢氧喷注速度比3个参数对燃烧效率和稳定性的影响规律。研究表明:上述喷嘴结构...
为了研究气氢/液氧同轴直流式喷嘴的结构参数细节对燃烧特性的影响,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了数值模拟。重点研究了氧喷嘴缩进深度、氧喷嘴出口壁厚和氢氧喷注速度比3个参数对燃烧效率和稳定性的影响规律。研究表明:上述喷嘴结构参数细节是影响气氢/液氧同轴直流式喷嘴燃烧特性的重要因素,其中适当提高氧喷嘴缩进深度或氢氧喷注速度比对燃烧效率有显著改善,而适当提高氧喷嘴出口壁厚对燃烧稳定性有显著改善。
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关键词
气氢
液氧
同轴直流式喷嘴
燃烧特性
燃烧流场
数值模拟
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职称材料
推力室内壁热结构寿命预估及延寿技术研究
被引量:
7
8
作者
丁兆波
孙纪国
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第8期1088-1094,共7页
为了研究推力室内壁热结构的寿命预估方法,探索延长内壁循环寿命的可行性措施,基于热试验验证后的传热计算,利用内壁寿命预估经验公式对国内大推力氢氧推力室的再生冷却通道内壁寿命进行了估算,并与热试车结果进行了对比分析。结果表明...
为了研究推力室内壁热结构的寿命预估方法,探索延长内壁循环寿命的可行性措施,基于热试验验证后的传热计算,利用内壁寿命预估经验公式对国内大推力氢氧推力室的再生冷却通道内壁寿命进行了估算,并与热试车结果进行了对比分析。结果表明,喉部及其附近区域寿命预估与热试车结果基本一致,传热计算和寿命预估公式适用于该类高深宽比冷却通道内壁寿命的近似预测。在此基础上提出了提高推力室内壁寿命的可行性措施,相关结论可为再生冷却通道结构设计方案的合理选择提供相应的参考。
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关键词
推力室
再生冷却通道
热应力
寿命预估
延寿技术
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职称材料
某型冲压燃烧室火焰稳定器布局数值优化研究
被引量:
2
9
作者
丁兆波
栾叶君
孙纪国
《火箭推进》
CAS
2009年第6期9-13,共5页
为了研究不同火焰稳定器布局对燃烧室流场特征和燃烧性能的影响,对某型亚燃冲压发动机燃烧室的三维湍流燃烧流场进行了数值模拟。文中采用守恒标量的PDF模型处理扩散燃烧问题,喷雾采用离散相模型,在全流场中用拉格朗日方法跟踪离散液滴...
为了研究不同火焰稳定器布局对燃烧室流场特征和燃烧性能的影响,对某型亚燃冲压发动机燃烧室的三维湍流燃烧流场进行了数值模拟。文中采用守恒标量的PDF模型处理扩散燃烧问题,喷雾采用离散相模型,在全流场中用拉格朗日方法跟踪离散液滴的运动和输运。计算结果表明,内外圈稳定器轴向间距取1倍槽宽时出口温度分布最均匀,取2倍槽宽时温升效率最高;等槽负荷原则设计具有最优的出口温度均匀性、温升效率和流阻系数。计算结果定性合理,可用于预估不同条件下的燃烧室性能,用于燃烧室优化设计,指导燃烧试验。
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关键词
冲压燃烧室
火焰稳定器
燃烧流场
数值模拟
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职称材料
大流量推力室氢头腔设计优化与数值分析
被引量:
3
10
作者
丁兆波
陶瑞峰
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2014年第1期21-24,共4页
高压大流量推力室氢头腔的优化设计对氢喷嘴流量均匀性和氧喷嘴声学错频具有非常重要的意义。通过对传统平顶式推力室氢头腔内的流场和氧喷嘴声学特性进行的数值计算、与不同倾斜角度的阶梯式氢头腔进行对比分析,结果表明,平顶式氢头腔...
高压大流量推力室氢头腔的优化设计对氢喷嘴流量均匀性和氧喷嘴声学错频具有非常重要的意义。通过对传统平顶式推力室氢头腔内的流场和氧喷嘴声学特性进行的数值计算、与不同倾斜角度的阶梯式氢头腔进行对比分析,结果表明,平顶式氢头腔导致边区氢流量小于设计值,造成边区高混合比,而阶梯式氢头腔有效地提高了氢喷嘴流量的均匀性,使各圈氧喷嘴纵向声学频率不一致、能量分散,实现氧喷嘴和燃烧室的声学错频,从而大大降低喷注耦合声学不稳定发生的可能性,为大推力氢氧发动机高压大流量氢头腔结构的合理设计提供依据。
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关键词
推力室
阶梯式氢头腔
流场均匀性
声学错频
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职称材料
液体火箭发动机动态燃烧稳定性评定研究
被引量:
5
11
作者
丁兆波
孙纪国
《火箭推进》
CAS
2012年第1期1-6,共6页
动态燃烧稳定性评定是液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定考核的重要途径之一。通过调研国内外液体火箭发动机动态稳定性评定研究的相关资料,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,详细阐述了动态燃烧稳定性评定的研究内容,重点分析了不同扰动...
动态燃烧稳定性评定是液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定考核的重要途径之一。通过调研国内外液体火箭发动机动态稳定性评定研究的相关资料,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,详细阐述了动态燃烧稳定性评定的研究内容,重点分析了不同扰动方法和动态压力测量的特点,并指出了动态燃烧稳定性评定的基本准则和关键技术。
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关键词
液体火箭发动机
稳定性评定
扰动方法
动态压力测量
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职称材料
国外大推力氢氧推力室制造技术现状与趋势
被引量:
8
12
作者
丁兆波
李怡
《航天制造技术》
2012年第2期1-4,41,共5页
大推力氢氧发动机是未来载人登月和深空探测重型运载火箭上面级的首选动力。为探索大推力氢氧发动机推力室组件的材料选用和制造工艺,针对国外典型大推力氢氧推力室,详细论述了其喷注器、燃烧室和喷管延伸段等组合件的材料选用及所采取...
大推力氢氧发动机是未来载人登月和深空探测重型运载火箭上面级的首选动力。为探索大推力氢氧发动机推力室组件的材料选用和制造工艺,针对国外典型大推力氢氧推力室,详细论述了其喷注器、燃烧室和喷管延伸段等组合件的材料选用及所采取制造工艺的现状和发展趋势。相关结论可为我国未来重型运载火箭大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的技术参考。
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关键词
氢氧发动机
推力室
材料选用
制造工艺
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职称材料
一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析
被引量:
1
13
作者
丁兆波
《火箭推进》
CAS
2013年第1期19-23,共5页
为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性...
为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。
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关键词
大面积比
分段式
单壁喷管
二次流
冷却特性
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职称材料
氢氧推力室内壁用铜合金疲劳及蠕变性能研究
被引量:
2
14
作者
丁兆波
王珏
《航天制造技术》
2021年第5期30-34,39,共6页
为了获得氢氧推力室内壁用锆铜CuZr0.15和银锆铜CuAg3Zr0.5的低周疲劳特性、蠕变特性和冷热疲劳特性,对比试验研究了在不同温度和应力应变水平下的两种材料。试验结果表明,银锆铜在相同的控制应力条件下比锆铜具有更长的疲劳寿命;而在...
为了获得氢氧推力室内壁用锆铜CuZr0.15和银锆铜CuAg3Zr0.5的低周疲劳特性、蠕变特性和冷热疲劳特性,对比试验研究了在不同温度和应力应变水平下的两种材料。试验结果表明,银锆铜在相同的控制应力条件下比锆铜具有更长的疲劳寿命;而在相同的控制应变条件下,锆铜的疲劳寿命高于银锆铜;在相同应力条件下,银锆铜的蠕变总应变和残余应变均高于锆铜,其抗蠕变损伤性能稍逊于CuZr0.15;在同等热震试验条件下,两种合金的抗拉强度均随热震次数的增加出现小幅下降。相关研究结果可为分析推力室内壁裂纹失效机理,预估推力室内壁的使用寿命,优化冷却通道设计提供依据。
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关键词
氢氧推力室
铜合金内壁
低周疲劳
高温蠕变
热震试验
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职称材料
Cu-0.2Zr合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金的高温蠕变行为
被引量:
2
15
作者
张超
丁兆波
徐玉松
《机械工程材料》
CAS
CSCD
北大核心
2011年第12期38-43,共6页
研究了Cu-0.2Zr(质量分数/%,下同)合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金在700,800,900K下的拉伸蠕变行为,并分析了两种合金的蠕变机理。结果表明:铜-锆合金的抗蠕变性能优于铜-银-锆合金的;在700K的蠕变区,位错粘滞滑移是两种合金蠕变过程的控制机制,...
研究了Cu-0.2Zr(质量分数/%,下同)合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金在700,800,900K下的拉伸蠕变行为,并分析了两种合金的蠕变机理。结果表明:铜-锆合金的抗蠕变性能优于铜-银-锆合金的;在700K的蠕变区,位错粘滞滑移是两种合金蠕变过程的控制机制,在800K的蠕变区,两种合金的蠕变过程主要由晶界扩散机制所控制;高温蠕变断裂时两种合金均表现为韧性沿晶断裂,并存在二次裂纹,铜-锆合金断口的孔洞较多,两种合金的蠕变断裂数据符合Monkman-Grant关系。
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关键词
Cu-0.2Zr合金
Cu-3Ag-0.5Zr合金
高温拉伸
蠕变断裂
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职称材料
多排径向通道直流喷嘴的声学特性试验研究
16
作者
刘倩
丁兆波
+2 位作者
潘亮
王洋洲
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第2期60-64,共5页
为了避免高压补燃循环氢氧发动机推力室中喷注耦合不稳定问题的发生,采用试验技术手段分析了多排径向通道直流喷嘴的声学特性,研究了径向通道孔径、径向通道数量、径向通道长度、喷嘴长度对喷嘴声学特性的影响规律。研究结果表明径向通...
为了避免高压补燃循环氢氧发动机推力室中喷注耦合不稳定问题的发生,采用试验技术手段分析了多排径向通道直流喷嘴的声学特性,研究了径向通道孔径、径向通道数量、径向通道长度、喷嘴长度对喷嘴声学特性的影响规律。研究结果表明径向通道长径比和折合喷嘴长度是影响喷嘴声学频率的关键因素,并建立了无量纲喷嘴结构参数与声学频率间的经验关系式,为多排径向通道直流喷嘴的声学频率预估提供依据。
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关键词
高压补燃
推力室
直流喷嘴
声学频率
径向通道
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职称材料
氢喷前温度递降对液氧/气氢燃烧特性的影响
17
作者
王珏
丁兆波
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第5期44-49,共6页
为了研究氢喷前温度对液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧特性的影响,分别通过单喷嘴热试验和缩比喷注器热试验两种途径,对氢氧发动机推力室用大流量喷嘴进行了氢喷前温度递降试验。其中单喷嘴热试验中氢喷前温度范围90~230 K,在温度递降过程...
为了研究氢喷前温度对液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧特性的影响,分别通过单喷嘴热试验和缩比喷注器热试验两种途径,对氢氧发动机推力室用大流量喷嘴进行了氢喷前温度递降试验。其中单喷嘴热试验中氢喷前温度范围90~230 K,在温度递降过程中未发生不稳定燃烧。缩比喷注器热试验中氢喷前温度范围65~145 K,在温度递降到70 K时激发了不稳定燃烧。研究表明:液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧存在一个稳定工作氢温的下限,如果在低于该下限的温度下工作,则将激励燃烧不稳定性。所选用的大流量喷嘴具有一定的燃烧稳定性裕度,氢喷前温度递降试验可以作为氢氧发动机燃烧稳定性评定的一套可行方法。
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关键词
氢喷射温度
燃烧特性
单喷嘴
缩比喷注器
热试验
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职称材料
高压低混合比氢氧预燃室出口温度均匀性分析
18
作者
潘刚
牛旭东
+3 位作者
潘亮
郑孟伟
孙纪国
丁兆波
《火箭推进》
CAS
2023年第1期29-35,共7页
为了深入了解高压低混合比氢氧预燃室的出口燃气温度均匀性,设计了一个缩尺预燃室,开展了不同缩进深度比、扰流结构、工况下缩尺预燃室出口燃气温度均匀性的研究,并通过全尺寸预燃室试验验证了设计方案的合理性。试验结果表明:随着缩进...
为了深入了解高压低混合比氢氧预燃室的出口燃气温度均匀性,设计了一个缩尺预燃室,开展了不同缩进深度比、扰流结构、工况下缩尺预燃室出口燃气温度均匀性的研究,并通过全尺寸预燃室试验验证了设计方案的合理性。试验结果表明:随着缩进深度比的增加,燃气温度均匀性逐渐提高;随着室压、混合比的升高,扰流环结构的均温效果提高;扰流环与拐弯结构的组合方式可使燃烧室内的温度均匀性提高54.8%~89%;在喷嘴设计参数下,相对于同轴离心喷嘴,采用同轴直流喷嘴的缩尺预燃室在50%~100%工况下的出口燃气温度均匀性较优;当采用扰流环及90°拐弯结构时,全尺寸预燃室的出口燃气温度均匀性在±50 K范围内,同时相对于氢涡轮侧出口,氧涡轮侧出口的燃气温度均匀性更优。
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关键词
氢氧
预燃室
缩进深度比
扰流结构
变工况
出口温度均匀性
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职称材料
大流量低混合比氢氧喷嘴变工况燃烧特性研究
被引量:
2
19
作者
潘刚
牛旭东
+1 位作者
丁兆波
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020年第5期43-47,共5页
为了研究大流量低混合比氢氧喷嘴的燃烧特性,进行了燃气发生器变工况热试验。试验结果表明,不同工况下,氢氧喷嘴的燃烧效率均高于0.986,燃气发生器出口截面温度差值小于±30K;相对于工况A,工况B的点火延迟时间更长;对于特定的喷嘴...
为了研究大流量低混合比氢氧喷嘴的燃烧特性,进行了燃气发生器变工况热试验。试验结果表明,不同工况下,氢氧喷嘴的燃烧效率均高于0.986,燃气发生器出口截面温度差值小于±30K;相对于工况A,工况B的点火延迟时间更长;对于特定的喷嘴结构和燃烧室容积,超临界氢/液氧同轴直流式喷嘴存在一个稳定工作的氧喷嘴压降下限,如果工作环境低于该下限,易激发燃烧不稳定。
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关键词
大流量
低混合比
氢氧喷嘴
变工况
燃烧特性
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职称材料
氢氧火炬式电点火器燃烧流动分析
被引量:
2
20
作者
杨进慧
王朝晖
+2 位作者
左安军
丁兆波
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2019年第3期45-48,共4页
为研究氢氧火炬式电点火器工况范围广、燃烧流场复杂的特性,采用 CFD 数值仿真方法,对不同氢氧喷注距离、混合比以及背压对点火器内燃烧流动及热防护的影响进行了研究。结果表明:氢氧喷注距离的缩短有利于点火器头部及火花塞热防护,但...
为研究氢氧火炬式电点火器工况范围广、燃烧流场复杂的特性,采用 CFD 数值仿真方法,对不同氢氧喷注距离、混合比以及背压对点火器内燃烧流动及热防护的影响进行了研究。结果表明:氢氧喷注距离的缩短有利于点火器头部及火花塞热防护,但会造成点火器身部内壁温度升高;混合比过高将直接导致火花塞及氧喷嘴烧蚀,需结合点火能量优化设计;流量不变,点火器背压升高对燃烧及热防护影响不大。
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关键词
点火器
氢氧喷注距离
混合比
背压
热防护
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职称材料
题名
220t级补燃循环氢氧发动机推力室研制
被引量:
8
1
作者
丁兆波
刘倩
王天泰
杨继东
孙纪国
龚杰峰
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2021年第4期13-21,共9页
基金
装备预研航天科技联合基金(6141B06207)。
文摘
推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采用四底三腔方案氧腔居中,燃烧效率高达99.7%;身部采用边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热防护方式,设计喉部最高气壁温为732 K;喷管上段采用铣槽内壁与外壁扩散钎焊的再生冷却方案;喷管下段采用高超音速气膜/辐射冷却方案。通过关键技术攻关初步突破了高效补燃喷注器、大流量推力室稳定燃烧、大热流身部热防护、高效率喷管造型、大尺寸高效再生冷却喷管、大尺寸单壁气膜/辐射冷却喷管等六项关键子技术,主要的技术指标能够满足设计的要求,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。
关键词
高压补燃
氢氧发动机
推力室
仿真研究
热试验
Keywords
high pressured staged combustion
LO X/LH 2 engine
thrust chamber
simulation
hot test
分类号
V434.22 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
国外典型大推力氢氧发动机推力室技术方案综述
被引量:
17
2
作者
丁兆波
孙纪国
路晓红
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2012年第4期27-30,38,共5页
文摘
为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为中国未来200 t级大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的设计参考。
关键词
氢氧发动机
推力室
技术方案
对比分析
Keywords
LOX/LH2 rocket engine
Thrust chamber
Technical schemes
Comparative analysis
分类号
V434.14 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性评定技术研究
被引量:
4
3
作者
丁兆波
许晓勇
乔桂玉
陶瑞峰
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2013年第1期38-41,共4页
文摘
为了实现氢氧发动机的动态燃烧稳定性试验评定,基于国内外液体火箭发动机动态稳定性评定的相关经验,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,进行了氢氧发动机动态稳定性评定的方案探讨。分析表明,氢氧发动机有必要在全系统热试车状态下进行动态稳定性评定试验。所选定的扰动装置和传感器在喷注器面安装的方案可实现性最好,结构变动最小,可保持试验在原型燃烧室状态下进行,同时扰动效果较好,传感器敏感性较好。
关键词
氢氧发动机
动态稳定性
扰动方法
评定试验
Keywords
LOX/LH2 rocket engine
Dynamic stability
Disturbance method
Rating test
分类号
V434.14 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
某型蒸发式稳定器气动及燃烧特性研究
被引量:
4
4
作者
丁兆波
金捷
机构
北京航天动力研究所
北京航空航天大学航空发动机数值仿真中心
出处
《火箭推进》
CAS
2013年第3期27-31,共5页
基金
国家863项目(2006AA705308)
文摘
为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来流速度的增大,总压恢复系数和停留时间明显减小,回流区长度、回流率和燃烧效率变化不大;与相同槽宽的常规V型火焰稳定器相比,回流率明显减小,总压恢复系数、回流区长度和停留时间略有减小。蒸发式稳定器后部形成明显的回流区,且基本上不受外部主流流动的干扰,通过单独控制稳定器局部供油,可以使稳定器在最佳油气比下工作,有利于在高速来流条件下可靠工作。
关键词
亚燃冲压发动机
蒸发式稳定器
V型稳定器
气动特性
燃烧特性
Keywords
ramjet engine
evaporating flame-holder
V-gutter flame-holder
aerodynamic characteristic
combustion characteristic
分类号
V439-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
高压补燃大推力氢氧发动机预燃室关键技术
被引量:
5
5
作者
丁兆波
潘刚
牛旭东
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020年第4期39-44,共6页
文摘
预燃室作为220吨级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,技术提升幅度大,涉及关键技术多,难度大。通过多方案对比论证、全面数值优化仿真、关键技术冷热试试验验证等途径和方法对预燃室开展了关键技术研究和方案深化论证,主要技术指标满足设计要求,全面突破了宽工况下的高效稳定燃烧、身部可靠热防护和燃气温度均匀性控制等三项关键子技术,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。
关键词
补燃循环
氢氧发动机
预燃室
关键技术
Keywords
staged combustion cycle
hydrogen-oxygen engine
precombustion chamber
key technology
分类号
V434.22 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
某蒸发式稳定器燃烧特性及供油匹配数值研究
被引量:
2
6
作者
丁兆波
金捷
机构
北京航天动力研究所
北京航空航天大学航空发动机数值仿真中心
出处
《火箭推进》
CAS
2012年第4期43-48,共6页
基金
中国航天科技集团公司支撑项目(2009JY06)
文摘
为了研究一种适用于亚燃冲压发动机燃烧室的蒸发式火焰稳定器方案,采用PDF燃烧模型对其燃烧特性及供油匹配进行了流动及两相燃烧数值模拟与分析,重点研究了不同主燃区/局部供油匹配以及不同主燃区供油浓度分布等对燃烧性能的影响,获得了燃气温度峰值与均匀性相对优化的供油方案。
关键词
冲压燃烧室
蒸发式稳定器
燃烧特性
供油匹配
数值研究
Keywords
ramjet combustor
evaporative stabilizer
combustion characteristic
fuel supply matching
numerical investigation
分类号
V434.22 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
气氢/液氧同轴喷注单元细节对燃烧特性的影响
被引量:
1
7
作者
丁兆波
陶瑞峰
许晓勇
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2013年第5期31-34,共4页
基金
国家863项目(2007AA705302)
文摘
为了研究气氢/液氧同轴直流式喷嘴的结构参数细节对燃烧特性的影响,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了数值模拟。重点研究了氧喷嘴缩进深度、氧喷嘴出口壁厚和氢氧喷注速度比3个参数对燃烧效率和稳定性的影响规律。研究表明:上述喷嘴结构参数细节是影响气氢/液氧同轴直流式喷嘴燃烧特性的重要因素,其中适当提高氧喷嘴缩进深度或氢氧喷注速度比对燃烧效率有显著改善,而适当提高氧喷嘴出口壁厚对燃烧稳定性有显著改善。
关键词
气氢
液氧
同轴直流式喷嘴
燃烧特性
燃烧流场
数值模拟
Keywords
simulationshear coaxial injector
combustion characteristic
combustion flow field
分类号
TK229.66 [动力工程及工程热物理—动力机械及工程]
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职称材料
题名
推力室内壁热结构寿命预估及延寿技术研究
被引量:
7
8
作者
丁兆波
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第8期1088-1094,共7页
基金
国家"八六三"基金项目(2010AA702)
文摘
为了研究推力室内壁热结构的寿命预估方法,探索延长内壁循环寿命的可行性措施,基于热试验验证后的传热计算,利用内壁寿命预估经验公式对国内大推力氢氧推力室的再生冷却通道内壁寿命进行了估算,并与热试车结果进行了对比分析。结果表明,喉部及其附近区域寿命预估与热试车结果基本一致,传热计算和寿命预估公式适用于该类高深宽比冷却通道内壁寿命的近似预测。在此基础上提出了提高推力室内壁寿命的可行性措施,相关结论可为再生冷却通道结构设计方案的合理选择提供相应的参考。
关键词
推力室
再生冷却通道
热应力
寿命预估
延寿技术
Keywords
Thrust chamber
Regenerative cooling channel
Thermal-stress
Life-prediction
Life-enhancing technology
分类号
V434.14 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
某型冲压燃烧室火焰稳定器布局数值优化研究
被引量:
2
9
作者
丁兆波
栾叶君
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2009年第6期9-13,共5页
文摘
为了研究不同火焰稳定器布局对燃烧室流场特征和燃烧性能的影响,对某型亚燃冲压发动机燃烧室的三维湍流燃烧流场进行了数值模拟。文中采用守恒标量的PDF模型处理扩散燃烧问题,喷雾采用离散相模型,在全流场中用拉格朗日方法跟踪离散液滴的运动和输运。计算结果表明,内外圈稳定器轴向间距取1倍槽宽时出口温度分布最均匀,取2倍槽宽时温升效率最高;等槽负荷原则设计具有最优的出口温度均匀性、温升效率和流阻系数。计算结果定性合理,可用于预估不同条件下的燃烧室性能,用于燃烧室优化设计,指导燃烧试验。
关键词
冲压燃烧室
火焰稳定器
燃烧流场
数值模拟
Keywords
ramjet combustor
flame-holder
combustion flow field
numerical simulation
分类号
V235.21 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
大流量推力室氢头腔设计优化与数值分析
被引量:
3
10
作者
丁兆波
陶瑞峰
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2014年第1期21-24,共4页
基金
国家863高科技基金(2007AA702)
文摘
高压大流量推力室氢头腔的优化设计对氢喷嘴流量均匀性和氧喷嘴声学错频具有非常重要的意义。通过对传统平顶式推力室氢头腔内的流场和氧喷嘴声学特性进行的数值计算、与不同倾斜角度的阶梯式氢头腔进行对比分析,结果表明,平顶式氢头腔导致边区氢流量小于设计值,造成边区高混合比,而阶梯式氢头腔有效地提高了氢喷嘴流量的均匀性,使各圈氧喷嘴纵向声学频率不一致、能量分散,实现氧喷嘴和燃烧室的声学错频,从而大大降低喷注耦合声学不稳定发生的可能性,为大推力氢氧发动机高压大流量氢头腔结构的合理设计提供依据。
关键词
推力室
阶梯式氢头腔
流场均匀性
声学错频
Keywords
Thrust chamber
Stepped hydrogen cavity
Flow field uniformity
Acoustics frequency staggering
分类号
V434.14 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
液体火箭发动机动态燃烧稳定性评定研究
被引量:
5
11
作者
丁兆波
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2012年第1期1-6,共6页
文摘
动态燃烧稳定性评定是液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定考核的重要途径之一。通过调研国内外液体火箭发动机动态稳定性评定研究的相关资料,并结合CPIA655关于稳定性评定的准则,详细阐述了动态燃烧稳定性评定的研究内容,重点分析了不同扰动方法和动态压力测量的特点,并指出了动态燃烧稳定性评定的基本准则和关键技术。
关键词
液体火箭发动机
稳定性评定
扰动方法
动态压力测量
Keywords
liquid rocket engine
stability rating
disturbance method
dynamical pressure testing
分类号
V434-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
国外大推力氢氧推力室制造技术现状与趋势
被引量:
8
12
作者
丁兆波
李怡
机构
北京航天动力研究所
出处
《航天制造技术》
2012年第2期1-4,41,共5页
文摘
大推力氢氧发动机是未来载人登月和深空探测重型运载火箭上面级的首选动力。为探索大推力氢氧发动机推力室组件的材料选用和制造工艺,针对国外典型大推力氢氧推力室,详细论述了其喷注器、燃烧室和喷管延伸段等组合件的材料选用及所采取制造工艺的现状和发展趋势。相关结论可为我国未来重型运载火箭大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的技术参考。
关键词
氢氧发动机
推力室
材料选用
制造工艺
Keywords
LOX/LH2 rocket engine
thrust chamber
material selection
manufacturing technology
分类号
V437 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析
被引量:
1
13
作者
丁兆波
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2013年第1期19-23,共5页
基金
国家863高科技基金(2007AA702)
文摘
为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。
关键词
大面积比
分段式
单壁喷管
二次流
冷却特性
Keywords
high area ratio
segmental
single-wall nozzle
secondary flow
cooling characteristics
分类号
V434-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
氢氧推力室内壁用铜合金疲劳及蠕变性能研究
被引量:
2
14
作者
丁兆波
王珏
机构
北京航天动力研究所
中国运载火箭技术研究院
出处
《航天制造技术》
2021年第5期30-34,39,共6页
文摘
为了获得氢氧推力室内壁用锆铜CuZr0.15和银锆铜CuAg3Zr0.5的低周疲劳特性、蠕变特性和冷热疲劳特性,对比试验研究了在不同温度和应力应变水平下的两种材料。试验结果表明,银锆铜在相同的控制应力条件下比锆铜具有更长的疲劳寿命;而在相同的控制应变条件下,锆铜的疲劳寿命高于银锆铜;在相同应力条件下,银锆铜的蠕变总应变和残余应变均高于锆铜,其抗蠕变损伤性能稍逊于CuZr0.15;在同等热震试验条件下,两种合金的抗拉强度均随热震次数的增加出现小幅下降。相关研究结果可为分析推力室内壁裂纹失效机理,预估推力室内壁的使用寿命,优化冷却通道设计提供依据。
关键词
氢氧推力室
铜合金内壁
低周疲劳
高温蠕变
热震试验
Keywords
LOX/LH2 thrust chamber
copper alloy liner wall
low cycle fatigue
high temperature creep
thermal shock test
分类号
V45 [一般工业技术—材料科学与工程]
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职称材料
题名
Cu-0.2Zr合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金的高温蠕变行为
被引量:
2
15
作者
张超
丁兆波
徐玉松
机构
江苏科技大学材料科学与工程学院
北京航天动力研究所
出处
《机械工程材料》
CAS
CSCD
北大核心
2011年第12期38-43,共6页
文摘
研究了Cu-0.2Zr(质量分数/%,下同)合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金在700,800,900K下的拉伸蠕变行为,并分析了两种合金的蠕变机理。结果表明:铜-锆合金的抗蠕变性能优于铜-银-锆合金的;在700K的蠕变区,位错粘滞滑移是两种合金蠕变过程的控制机制,在800K的蠕变区,两种合金的蠕变过程主要由晶界扩散机制所控制;高温蠕变断裂时两种合金均表现为韧性沿晶断裂,并存在二次裂纹,铜-锆合金断口的孔洞较多,两种合金的蠕变断裂数据符合Monkman-Grant关系。
关键词
Cu-0.2Zr合金
Cu-3Ag-0.5Zr合金
高温拉伸
蠕变断裂
Keywords
Cu-0. 2Zr alloy
Cu-3Ag-0. 5Zr alloy
high temperature tensile
creep fracture
分类号
TG146.11 [金属学及工艺—金属材料]
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职称材料
题名
多排径向通道直流喷嘴的声学特性试验研究
16
作者
刘倩
丁兆波
潘亮
王洋洲
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第2期60-64,共5页
文摘
为了避免高压补燃循环氢氧发动机推力室中喷注耦合不稳定问题的发生,采用试验技术手段分析了多排径向通道直流喷嘴的声学特性,研究了径向通道孔径、径向通道数量、径向通道长度、喷嘴长度对喷嘴声学特性的影响规律。研究结果表明径向通道长径比和折合喷嘴长度是影响喷嘴声学频率的关键因素,并建立了无量纲喷嘴结构参数与声学频率间的经验关系式,为多排径向通道直流喷嘴的声学频率预估提供依据。
关键词
高压补燃
推力室
直流喷嘴
声学频率
径向通道
Keywords
staged combustion
thrust chamber
plain orifice nozzle
acoustic characteristics
radial channel
分类号
V434.24 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
TK263.4 [动力工程及工程热物理—动力机械及工程]
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职称材料
题名
氢喷前温度递降对液氧/气氢燃烧特性的影响
17
作者
王珏
丁兆波
机构
中国运载火箭技术研究院
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第5期44-49,共6页
文摘
为了研究氢喷前温度对液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧特性的影响,分别通过单喷嘴热试验和缩比喷注器热试验两种途径,对氢氧发动机推力室用大流量喷嘴进行了氢喷前温度递降试验。其中单喷嘴热试验中氢喷前温度范围90~230 K,在温度递降过程中未发生不稳定燃烧。缩比喷注器热试验中氢喷前温度范围65~145 K,在温度递降到70 K时激发了不稳定燃烧。研究表明:液氧/气氢同轴直流式喷嘴燃烧存在一个稳定工作氢温的下限,如果在低于该下限的温度下工作,则将激励燃烧不稳定性。所选用的大流量喷嘴具有一定的燃烧稳定性裕度,氢喷前温度递降试验可以作为氢氧发动机燃烧稳定性评定的一套可行方法。
关键词
氢喷射温度
燃烧特性
单喷嘴
缩比喷注器
热试验
Keywords
hydrogen injection temperature
combustion characteristics
single element injector
sub-scale combustor
hot fire test
分类号
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
高压低混合比氢氧预燃室出口温度均匀性分析
18
作者
潘刚
牛旭东
潘亮
郑孟伟
孙纪国
丁兆波
机构
北京航天动力研究所
航天推进技术研究院
出处
《火箭推进》
CAS
2023年第1期29-35,共7页
文摘
为了深入了解高压低混合比氢氧预燃室的出口燃气温度均匀性,设计了一个缩尺预燃室,开展了不同缩进深度比、扰流结构、工况下缩尺预燃室出口燃气温度均匀性的研究,并通过全尺寸预燃室试验验证了设计方案的合理性。试验结果表明:随着缩进深度比的增加,燃气温度均匀性逐渐提高;随着室压、混合比的升高,扰流环结构的均温效果提高;扰流环与拐弯结构的组合方式可使燃烧室内的温度均匀性提高54.8%~89%;在喷嘴设计参数下,相对于同轴离心喷嘴,采用同轴直流喷嘴的缩尺预燃室在50%~100%工况下的出口燃气温度均匀性较优;当采用扰流环及90°拐弯结构时,全尺寸预燃室的出口燃气温度均匀性在±50 K范围内,同时相对于氢涡轮侧出口,氧涡轮侧出口的燃气温度均匀性更优。
关键词
氢氧
预燃室
缩进深度比
扰流结构
变工况
出口温度均匀性
Keywords
hydrogen/oxygen
preburner
recess ratio
turbulence structure
variable operating condition
outlet temperature uniformity
分类号
V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
大流量低混合比氢氧喷嘴变工况燃烧特性研究
被引量:
2
19
作者
潘刚
牛旭东
丁兆波
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020年第5期43-47,共5页
文摘
为了研究大流量低混合比氢氧喷嘴的燃烧特性,进行了燃气发生器变工况热试验。试验结果表明,不同工况下,氢氧喷嘴的燃烧效率均高于0.986,燃气发生器出口截面温度差值小于±30K;相对于工况A,工况B的点火延迟时间更长;对于特定的喷嘴结构和燃烧室容积,超临界氢/液氧同轴直流式喷嘴存在一个稳定工作的氧喷嘴压降下限,如果工作环境低于该下限,易激发燃烧不稳定。
关键词
大流量
低混合比
氢氧喷嘴
变工况
燃烧特性
Keywords
large flow rate
low mixture ratio
Hydrogen/Oxygen injector
variable-flow
combustion performance
分类号
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
氢氧火炬式电点火器燃烧流动分析
被引量:
2
20
作者
杨进慧
王朝晖
左安军
丁兆波
孙纪国
机构
北京航天动力研究所
出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2019年第3期45-48,共4页
文摘
为研究氢氧火炬式电点火器工况范围广、燃烧流场复杂的特性,采用 CFD 数值仿真方法,对不同氢氧喷注距离、混合比以及背压对点火器内燃烧流动及热防护的影响进行了研究。结果表明:氢氧喷注距离的缩短有利于点火器头部及火花塞热防护,但会造成点火器身部内壁温度升高;混合比过高将直接导致火花塞及氧喷嘴烧蚀,需结合点火能量优化设计;流量不变,点火器背压升高对燃烧及热防护影响不大。
关键词
点火器
氢氧喷注距离
混合比
背压
热防护
Keywords
igniter
hydrogen-oxygen injection distance
mixture ratio
back pressure
thermal protection
分类号
V434.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
220t级补燃循环氢氧发动机推力室研制
丁兆波
刘倩
王天泰
杨继东
孙纪国
龚杰峰
《火箭推进》
CAS
2021
8
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职称材料
2
国外典型大推力氢氧发动机推力室技术方案综述
丁兆波
孙纪国
路晓红
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2012
17
下载PDF
职称材料
3
氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性评定技术研究
丁兆波
许晓勇
乔桂玉
陶瑞峰
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2013
4
下载PDF
职称材料
4
某型蒸发式稳定器气动及燃烧特性研究
丁兆波
金捷
《火箭推进》
CAS
2013
4
下载PDF
职称材料
5
高压补燃大推力氢氧发动机预燃室关键技术
丁兆波
潘刚
牛旭东
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020
5
下载PDF
职称材料
6
某蒸发式稳定器燃烧特性及供油匹配数值研究
丁兆波
金捷
《火箭推进》
CAS
2012
2
下载PDF
职称材料
7
气氢/液氧同轴喷注单元细节对燃烧特性的影响
丁兆波
陶瑞峰
许晓勇
《火箭推进》
CAS
2013
1
下载PDF
职称材料
8
推力室内壁热结构寿命预估及延寿技术研究
丁兆波
孙纪国
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013
7
下载PDF
职称材料
9
某型冲压燃烧室火焰稳定器布局数值优化研究
丁兆波
栾叶君
孙纪国
《火箭推进》
CAS
2009
2
下载PDF
职称材料
10
大流量推力室氢头腔设计优化与数值分析
丁兆波
陶瑞峰
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
北大核心
2014
3
下载PDF
职称材料
11
液体火箭发动机动态燃烧稳定性评定研究
丁兆波
孙纪国
《火箭推进》
CAS
2012
5
下载PDF
职称材料
12
国外大推力氢氧推力室制造技术现状与趋势
丁兆波
李怡
《航天制造技术》
2012
8
下载PDF
职称材料
13
一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析
丁兆波
《火箭推进》
CAS
2013
1
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职称材料
14
氢氧推力室内壁用铜合金疲劳及蠕变性能研究
丁兆波
王珏
《航天制造技术》
2021
2
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职称材料
15
Cu-0.2Zr合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金的高温蠕变行为
张超
丁兆波
徐玉松
《机械工程材料》
CAS
CSCD
北大核心
2011
2
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职称材料
16
多排径向通道直流喷嘴的声学特性试验研究
刘倩
丁兆波
潘亮
王洋洲
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021
0
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职称材料
17
氢喷前温度递降对液氧/气氢燃烧特性的影响
王珏
丁兆波
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021
0
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职称材料
18
高压低混合比氢氧预燃室出口温度均匀性分析
潘刚
牛旭东
潘亮
郑孟伟
孙纪国
丁兆波
《火箭推进》
CAS
2023
0
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职称材料
19
大流量低混合比氢氧喷嘴变工况燃烧特性研究
潘刚
牛旭东
丁兆波
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2020
2
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职称材料
20
氢氧火炬式电点火器燃烧流动分析
杨进慧
王朝晖
左安军
丁兆波
孙纪国
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2019
2
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职称材料
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