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富氧预燃室试验启动过程研究
被引量:
5
1
作者
汪小卫
金平
+1 位作者
俞南嘉
蔡国飙
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第12期2119-2123,共5页
为开展全流量补燃循环发动机富氧预燃室试验研究,对其试验启动过程进行了设计,阐述了试验条件下的富氧预燃室启动过程的特点,选择了非传统的富燃点火启动模式.对该预燃室启动过程动态特性进行仿真研究和热试车试验,计算与试验结果吻合良...
为开展全流量补燃循环发动机富氧预燃室试验研究,对其试验启动过程进行了设计,阐述了试验条件下的富氧预燃室启动过程的特点,选择了非传统的富燃点火启动模式.对该预燃室启动过程动态特性进行仿真研究和热试车试验,计算与试验结果吻合良好,多次试验结果表明在小流量富氧预燃室上应用富燃点火启动点火可靠性高、试验稳定可靠,无任何烧蚀现象.启动方案的研究和仿真为预燃室的试验打下基础,并为今后该类型发动机动态过程研究提供参考.
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关键词
航空
航天推进系统
富氧预燃室
启动过程
动态数学模型
仿真
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职称材料
富氧预燃室初步试验研究
被引量:
6
2
作者
俞南嘉
蔡国飙
+3 位作者
张国舟
金平
汪小卫
李茂
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第5期834-838,共5页
为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火...
为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。
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关键词
全流量补
燃
循环发动机
富氧预燃室
点火
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职称材料
用液氧喷注对下游稀释的富氧预燃室
3
作者
吴宝元
《火箭推进》
CAS
1998年第2期21-33,共13页
采用理论计算的分析方法,对全流量循环液体火箭发动机的富氧预燃室进行了概念性研究。合理的设计方法是:首先让推进剂以接近化学当量比进行燃烧,然后用液氧稀释。考虑了两种对高温燃气进行稀释的方法。第一种方法是液氧从燃烧室室壁沿...
采用理论计算的分析方法,对全流量循环液体火箭发动机的富氧预燃室进行了概念性研究。合理的设计方法是:首先让推进剂以接近化学当量比进行燃烧,然后用液氧稀释。考虑了两种对高温燃气进行稀释的方法。第一种方法是液氧从燃烧室室壁沿径向喷入高温燃气,第二种方法是在喷注器面下游液氧沿轴向喷入。计算表明,在一定的工作条件下,两种方法都能得到均匀、低温的温度分布。本文的计算结果已用来设计原理性研究的缩尺试验件,该试验件采用轴向喷入方法,具有潜在的合理性,将在宾夕法尼亚进行试验验证。
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关键词
液体火箭发动机
富氧预燃室
稀释
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职称材料
全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验
被引量:
2
4
作者
李茂
金平
+2 位作者
邬志岐
俞南嘉
蔡国飙
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第12期2834-2838,共5页
针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃...
针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃室结构设计合理,点火可靠、结构安全;身部二次喷注流量变化对出口燃气均匀度分布影响明显,存在一个二次喷注流量最佳值.
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关键词
全流量补
燃
循环发动机
富氧预燃室
二次喷注
试验
原文传递
全流量分级燃烧循环发动机系统的优势
5
作者
丁丰年
《火箭推进》
CAS
1999年第2期47-57,共11页
本文描述 RS—2100全流量分级燃烧火箭发动机的概念设计。这种发动机用于单级入轨可重复使用的运载器(SSTO RLV)上。全流量分级燃烧循环的优点是:涡轮温度低,高压氧化剂涡轮泵结构简单,液氧换热器安全和气体旋转起动坚固耐用(ro-bust ga...
本文描述 RS—2100全流量分级燃烧火箭发动机的概念设计。这种发动机用于单级入轨可重复使用的运载器(SSTO RLV)上。全流量分级燃烧循环的优点是:涡轮温度低,高压氧化剂涡轮泵结构简单,液氧换热器安全和气体旋转起动坚固耐用(ro-bust gas spin start)。
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关键词
单级入轨
重复使用
全流量分级
燃
烧
富
燃
与
富氧预燃室
高压
氧
化剂
涡轮泵
下载PDF
职称材料
题名
富氧预燃室试验启动过程研究
被引量:
5
1
作者
汪小卫
金平
俞南嘉
蔡国飙
机构
北京航空航天大学宇航学院
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第12期2119-2123,共5页
基金
国家863基金资助项目(2005AA22040)
文摘
为开展全流量补燃循环发动机富氧预燃室试验研究,对其试验启动过程进行了设计,阐述了试验条件下的富氧预燃室启动过程的特点,选择了非传统的富燃点火启动模式.对该预燃室启动过程动态特性进行仿真研究和热试车试验,计算与试验结果吻合良好,多次试验结果表明在小流量富氧预燃室上应用富燃点火启动点火可靠性高、试验稳定可靠,无任何烧蚀现象.启动方案的研究和仿真为预燃室的试验打下基础,并为今后该类型发动机动态过程研究提供参考.
关键词
航空
航天推进系统
富氧预燃室
启动过程
动态数学模型
仿真
Keywords
aerospace propulsion system
ox-rich preburner
start-up
dynamic model
simulation
分类号
V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
富氧预燃室初步试验研究
被引量:
6
2
作者
俞南嘉
蔡国飙
张国舟
金平
汪小卫
李茂
机构
北京航空航天大学宇航学院
出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第5期834-838,共5页
文摘
为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。
关键词
全流量补
燃
循环发动机
富氧预燃室
点火
Keywords
Full-flow staged combustion cycle engine
Oxidizer-rich preburner
Ignition
分类号
V431 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
用液氧喷注对下游稀释的富氧预燃室
3
作者
吴宝元
出处
《火箭推进》
CAS
1998年第2期21-33,共13页
文摘
采用理论计算的分析方法,对全流量循环液体火箭发动机的富氧预燃室进行了概念性研究。合理的设计方法是:首先让推进剂以接近化学当量比进行燃烧,然后用液氧稀释。考虑了两种对高温燃气进行稀释的方法。第一种方法是液氧从燃烧室室壁沿径向喷入高温燃气,第二种方法是在喷注器面下游液氧沿轴向喷入。计算表明,在一定的工作条件下,两种方法都能得到均匀、低温的温度分布。本文的计算结果已用来设计原理性研究的缩尺试验件,该试验件采用轴向喷入方法,具有潜在的合理性,将在宾夕法尼亚进行试验验证。
关键词
液体火箭发动机
富氧预燃室
稀释
分类号
V432 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验
被引量:
2
4
作者
李茂
金平
邬志岐
俞南嘉
蔡国飙
机构
北京航空航天大学宇航学院
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第12期2834-2838,共5页
文摘
针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃室结构设计合理,点火可靠、结构安全;身部二次喷注流量变化对出口燃气均匀度分布影响明显,存在一个二次喷注流量最佳值.
关键词
全流量补
燃
循环发动机
富氧预燃室
二次喷注
试验
Keywords
full flow staged combustion(FFSC)
oxygen-rich preburner
downstream dilution
experiment
分类号
V233 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
全流量分级燃烧循环发动机系统的优势
5
作者
丁丰年
出处
《火箭推进》
CAS
1999年第2期47-57,共11页
文摘
本文描述 RS—2100全流量分级燃烧火箭发动机的概念设计。这种发动机用于单级入轨可重复使用的运载器(SSTO RLV)上。全流量分级燃烧循环的优点是:涡轮温度低,高压氧化剂涡轮泵结构简单,液氧换热器安全和气体旋转起动坚固耐用(ro-bust gas spin start)。
关键词
单级入轨
重复使用
全流量分级
燃
烧
富
燃
与
富氧预燃室
高压
氧
化剂
涡轮泵
分类号
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
富氧预燃室试验启动过程研究
汪小卫
金平
俞南嘉
蔡国飙
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007
5
下载PDF
职称材料
2
富氧预燃室初步试验研究
俞南嘉
蔡国飙
张国舟
金平
汪小卫
李茂
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006
6
下载PDF
职称材料
3
用液氧喷注对下游稀释的富氧预燃室
吴宝元
《火箭推进》
CAS
1998
0
下载PDF
职称材料
4
全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验
李茂
金平
邬志岐
俞南嘉
蔡国飙
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
2
原文传递
5
全流量分级燃烧循环发动机系统的优势
丁丰年
《火箭推进》
CAS
1999
0
下载PDF
职称材料
已选择
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