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《火箭推进》
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2318
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4901
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22
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《火箭推进》创刊于1975年,双月刊,公开发行。由中国航天科技集团有限公司主管,航天推进技术研究院主办,液体火箭发动机技术重点实验室承办。《火箭推进》作为国内外唯一以“液体动力”为主题的专业性学术期刊...
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主办单位
航天推进技术研究院
国际标准连续出版物号
1672-9374
国内统一连续出版物号
61-1436/V
出版周期
双月刊
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国内外多模式离子推力器的性能对比
1
作者
李璇
张雪儿
张天平
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第2期67-76,共10页
多模式性能是离子推力器产品应用及产品研制过程中需考虑的重要性能之一。通过对国内外成熟度较高的离子推力器产品的多模式性能对比分析,获得了不同类型离子推力器的多模式性能变化规律,证明了国内离子推力器的多模式性能已达到与国外...
多模式性能是离子推力器产品应用及产品研制过程中需考虑的重要性能之一。通过对国内外成熟度较高的离子推力器产品的多模式性能对比分析,获得了不同类型离子推力器的多模式性能变化规律,证明了国内离子推力器的多模式性能已达到与国外先进多模式离子推力器相当的水平。定义和对比分析了多模式离子推力器的性能调节能力,结果表明直流环切场推力器性能调节能力最好,射频放电推力器次之,直流发散场推力器最低。
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关键词
多模式
离子推力器
调节能力
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职称材料
缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化过程的影响
2
作者
王壮
党枭睿
+1 位作者
胡海峰
卞香港
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第3期42-52,共11页
为探究缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化锥角的影响,中心喷嘴工质采用N_(2)O_(4),外喷嘴工质采用偏二甲肼(UDMH),通过数值仿真获得了喷嘴内部流场的细节特征以及缩进数N对喷嘴雾化锥角的影响规律。结果表明:当N<1时,喷嘴的雾化锥角呈...
为探究缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化锥角的影响,中心喷嘴工质采用N_(2)O_(4),外喷嘴工质采用偏二甲肼(UDMH),通过数值仿真获得了喷嘴内部流场的细节特征以及缩进数N对喷嘴雾化锥角的影响规律。结果表明:当N<1时,喷嘴的雾化锥角呈现先增后减的趋势;当N>1时,喷嘴的雾化锥角略微增大;当N=0时,UDMH与N_(2)O_(4)液膜之间会形成低压区,使得UDMH液膜张角减小,N_(2)O_(4)液膜张角变大,并在液膜末端贴合在一起,最终雾化锥角为外喷嘴与中心喷嘴雾化锥角的中间值;当N>0.85时,UDMH与N_(2)O_(4)会在缩进室内部发生明显的掺混,液膜变形程度加剧;当N>1.27时,缩进室会对内部混合流体起到整流作用,从而使其雾化距离增加。
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关键词
缩进数
液液同轴离心喷嘴
雾化锥角
流场结构
数值模拟
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职称材料
基于Chaboche硬化模型的304SS全寿命循环力学行为仿真分析
被引量:
2
3
作者
刘士杰
王召
+1 位作者
刘继超
梁国柱
《火箭推进》
CAS
2022年第3期40-49,共10页
以研究Chaboche硬化模型对低循环载荷下304SS全寿命循环力学行为仿真的可行性为目的。首先,结合试验数据与仿真结果,分析导致Chaboche随动/混合硬化模型无法模拟屈服平台效应问题的原因;然后,对可以模拟前四分之一个循环和稳定迟滞环的...
以研究Chaboche硬化模型对低循环载荷下304SS全寿命循环力学行为仿真的可行性为目的。首先,结合试验数据与仿真结果,分析导致Chaboche随动/混合硬化模型无法模拟屈服平台效应问题的原因;然后,对可以模拟前四分之一个循环和稳定迟滞环的模型进行分析,据此给出问题的解决方案;最后,程序验证Chaboche硬化模型对304SS在±0.8%应变控制下完整循环力学响应模拟的可行性。结果表明:①304SS具有明显的屈服平台效应,它的初始屈服应力为200 MPa左右,而屈服强度达到400 MPa,这是无法利用一套Chaboche硬化模型参数对全寿命循环进行模拟的主要原因;②304SS以±0.9%应变范围为界表现出Masing/Non-Masing效应,利用±0.8%应变控制循环曲线确定的304SS Ramberg-Osgood模型常数n_(0)=34.713,ε_(0)=0.00224,σ_(0)=430 MPa,该组参数不适用于±3.0%高循环应变载荷控制的力学行为曲线;③适合304SS前四分之一个循环的Chaboche随动硬化模型参数是:C^(1)=744639 MPa,χ^(1)=155193,C^(2)=71633 MPa,χ^(2)=3014,C^(3)=20608 MPa,χ^(3)=1051,σ_(y)=380 MPa。由于背应力的差异,无法对前四分之一个循环和后继循环分别采用不同的硬化模型参数来模拟304SS全寿命循环的应力应变曲线。研究结果可为304SS结构件的力学行为仿真分析提供参考。
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关键词
304SS
Chaboche硬化模型
屈服平台
应变控试验
仿真
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职称材料
基于差动气动增压装置的多次启动一体化动力系统特性
被引量:
1
4
作者
赵晓慧
张金容
+2 位作者
单磊
孙海雨
王兴录
《火箭推进》
CAS
2022年第1期22-29,共8页
高性能、轻质量、小尺寸的上面级动力系统可以为整个任务节省更多的质量和空间,从而增加有效载荷的质量。提出了一种基于差动气动增压装置的多次启动姿轨控一体化动力系统,动力系统由主发动机系统、姿控发动机系统、一体化供应系统等组...
高性能、轻质量、小尺寸的上面级动力系统可以为整个任务节省更多的质量和空间,从而增加有效载荷的质量。提出了一种基于差动气动增压装置的多次启动姿轨控一体化动力系统,动力系统由主发动机系统、姿控发动机系统、一体化供应系统等组成。该动力系统的系统级试验验证结果表明:姿控发动机与主发动机可通过共用贮箱实现推进剂的一体化供应;主发动机采用差动气动增压装置的多次启动方式,多次启动能力提高到20次以上,多次启动加速性(T90)缩短到3 s以下。该系统技术可实现上面级动力系统的高度集成化,提高整体性能。
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关键词
差动气动增压装置
多次启动
一体化
动力系统
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职称材料
RBCC引射性能对飞行器入轨运载特性影响分析
被引量:
3
5
作者
张帆
张会强
《火箭推进》
CAS
2020年第5期42-47,共6页
为给火箭基组合循环动力系统(RBCC)引射技术研究提供参考,在性能指标和技术可实现性上实现平衡,对不同引射模态性能下的飞行器两级入轨运载特性变化规律进行了研究。设计两级入轨飞行器构型,并给出飞行剖面,对其180 km近地轨道入轨运载...
为给火箭基组合循环动力系统(RBCC)引射技术研究提供参考,在性能指标和技术可实现性上实现平衡,对不同引射模态性能下的飞行器两级入轨运载特性变化规律进行了研究。设计两级入轨飞行器构型,并给出飞行剖面,对其180 km近地轨道入轨运载特性进行计算。研究表明:在动力系统性能均取基准值时,150 t级飞行器赤道平面入轨时可以将4.409 t有效载荷送入180 km近地轨道;有效载荷随引射模态比冲或推力的增加均会提高;考虑到引射模态比冲的可实现性及有效载荷对其敏感性,引射模态比冲并非越大越好,存在合理的取值范围,对于RBCC火箭发动机的两级入轨飞行器来说,合理有效的比冲取值范围在300~400 s之间;在一定范围内提高引射模态推力是更为合理的选择,当推力高于一定值后,推力提高带来的有效载荷增益越来越小。
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关键词
火箭基组合循环动力系统
引射性能
运载特性
两级入轨飞行器
有效载荷
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职称材料
某固体火箭发动机药柱温度场有限元分析
被引量:
5
6
作者
李媛
孙展鹏
+2 位作者
周艳青
孙迪
黄薇薇
《火箭推进》
CAS
2019年第2期32-35,共4页
为探索环境温度变化条件下固体火箭发动机药柱温度场的一种简单而有效的技术途径,利用有限元传热分析法,对某固体火箭发动机在温度循环条件下的燃烧室药柱温度场进行了研究。针对不同的药柱结构分别建立了二维和三维传热模型,通过对比...
为探索环境温度变化条件下固体火箭发动机药柱温度场的一种简单而有效的技术途径,利用有限元传热分析法,对某固体火箭发动机在温度循环条件下的燃烧室药柱温度场进行了研究。针对不同的药柱结构分别建立了二维和三维传热模型,通过对比计算值与试验测试值可知,与三维模型相比,二维传热计算方法可提高药柱温度场的计算效率,且计算结果与试验测试值吻合度较高,可满足试验预测要求。因此在工程分析中,为快速得到有效的分析结果,可采用二维传热模型分析发动机药柱温度场,其中二维无翼槽模型适于模拟药柱远离翼槽部位的温度场,二维有翼槽模型适于模拟药柱翼槽部位的温度场。
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关键词
固体火箭发动机
药柱
温度场
传热
有限元分析
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职称材料
基于PRA的组合体航天器风险评估模型
被引量:
3
7
作者
周昊澄
杨宏
夏侨丽
《火箭推进》
CAS
2019年第1期59-65,共7页
针对组合体航天器高可靠性、小子样的特性,以组合体航天器控推系统为例对多舱融合性设计方案建立了基于PRA(Probabilistic Risk Assessment,概率风险评估)的风险评估模型。通过对比使用融合性设计和未使用融合性设计两种方案的故障树和...
针对组合体航天器高可靠性、小子样的特性,以组合体航天器控推系统为例对多舱融合性设计方案建立了基于PRA(Probabilistic Risk Assessment,概率风险评估)的风险评估模型。通过对比使用融合性设计和未使用融合性设计两种方案的故障树和相对比差,以验证融合性设计对系统可靠性的贡献为目标,从定性和定量的角度验证了融合性设计可以大幅降低组合体航天器控推系统重大风险的发生概率。通过分析重大风险的重要度权重,得到了组合体航天器控推系统重大风险的重要度排序,从风险的角度为决策者提供了应用融合性设计的建议。
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关键词
组合体航天器
概率风险评估
故障树
融合性设计
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职称材料
预冷空气类动力系统发展历程浅析
被引量:
11
8
作者
马海波
张蒙正
《火箭推进》
CAS
2019年第2期1-8,共8页
预冷空气类动力系统是当前高超声速领域研究的热点,是未来两级入轨可重复运载器的一级和临近空间高超声速投放平台的理想动力方案。通过查找国内外公开文献,回顾了预冷空气类动力系统的发展历程,介绍了各个阶段的典型方案与研究成果,分...
预冷空气类动力系统是当前高超声速领域研究的热点,是未来两级入轨可重复运载器的一级和临近空间高超声速投放平台的理想动力方案。通过查找国内外公开文献,回顾了预冷空气类动力系统的发展历程,介绍了各个阶段的典型方案与研究成果,分析了各个方案演变过程和可能原因,重点比较了引入氦作为中间介质的预冷空气类发动机循环方案的差异。分析表明:各种方案改进的最主要目的是提升空气预冷效率,降低冷却消耗的燃料,提升发动机的综合性能;当前国内外的相关研究工作已经由最初液化循环转变为深冷循环,再到以SABRE4为代表的适度冷却方案;在保持系统性能最大化的前提下,结合当前技术水平,增加系统可行性,加快从方案论证向部件集成及试验验证转变的步伐。
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关键词
预冷空气类动力系统
SABRE
组合发动机
发展历程
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职称材料
某四机并联试车推进剂供应特性研究
被引量:
1
9
作者
王朝
唐斌运
+1 位作者
李大海
朱小刚
《火箭推进》
CAS
2018年第3期62-67,共6页
采用计算流体力学方法,对某型号发动机四机并联试车推进剂供应管路所采用的分流管组件在发动机稳态工况下的推进剂流动特性进行仿真计算,并对分流管组件在发动机启动过程所产生的瞬变流动特性进行分析。计算表明,采用分流管分流的四机...
采用计算流体力学方法,对某型号发动机四机并联试车推进剂供应管路所采用的分流管组件在发动机稳态工况下的推进剂流动特性进行仿真计算,并对分流管组件在发动机启动过程所产生的瞬变流动特性进行分析。计算表明,采用分流管分流的四机并联试车各发动机入口速度场与压力场均匀,可以满足发动机启动过程管道瞬变流动的要求。试验结果证明,数值计算的方法可以对推进剂供应管路设计与改进进行有效指导,对试验结果进行预测。
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关键词
四机并联试车
推进剂供应
稳态流动
瞬变流动
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职称材料
三种空化模型在氧泵诱导轮中的计算分析
被引量:
5
10
作者
姜映福
刘中祥
褚宝鑫
《火箭推进》
CAS
2016年第5期17-23,共7页
为探索不同空化模型对氧泵诱导轮的适应性,选取Schnerr&Sauer,Zwart及Singhal三种空化模型对氧泵诱导轮进行数值模拟,将三种不同流量系数(φ=0.9,φ=1.0及φ=1.1)下每个计算结果与实验数据进行对比,发现Schnerr&Sauer和Zwart两...
为探索不同空化模型对氧泵诱导轮的适应性,选取Schnerr&Sauer,Zwart及Singhal三种空化模型对氧泵诱导轮进行数值模拟,将三种不同流量系数(φ=0.9,φ=1.0及φ=1.1)下每个计算结果与实验数据进行对比,发现Schnerr&Sauer和Zwart两种模型预测空化外特性变化趋势更加接近实验值,其中Schnerr&Sauer模型在空化发生段的计算结果与实验结果吻合较好。Schnerr&Sauer和Zwart两种模型在φ=1.0的临界空化数与实验值误差为2.9%,在φ=1.1的临界空化数与实验值误差为8.7%,Singhal模型计算结果偏差较大。三种空化模型在计算叶片压力分布上比较相近,在计算叶栅及流道气泡数分布上,由于Schnerr&Sauer和Zwart模型都考虑了气泡数密度的影响,而Singhal模型仅考虑了气泡运动,计算的气泡分布较低;综合考虑外特性及内流场计算结果,Schnerr&Sauer更适应于诱导轮空化计算。
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关键词
空化模型
数值分析
诱导轮
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职称材料
等离子体点火用高压电源设计方法研究
被引量:
3
11
作者
王妍
范威
+2 位作者
赵杨
韩先伟
谭畅
《火箭推进》
CAS
2016年第5期12-16,共5页
根据等离子体点火对高压直流电源的要求,选用具有电容型滤波器的LCC串并联谐振变换器为主电路拓扑结构,针对电感电流连续模式下的谐振变换器,在对其工作原理分析的基础上,用基波近似法推导出变换器的稳态模型,建立了变换器的等效电路,...
根据等离子体点火对高压直流电源的要求,选用具有电容型滤波器的LCC串并联谐振变换器为主电路拓扑结构,针对电感电流连续模式下的谐振变换器,在对其工作原理分析的基础上,用基波近似法推导出变换器的稳态模型,建立了变换器的等效电路,并给出了便于工程设计的电路的数学描述。通过研究各参数对电路性能所造成的影响,设计最优化的参数以保证开关管在全负载范围内实现零电压开关,有效降低了开关管的热损耗。详细介绍了电源系统的组成和电路参数的设计方法,针对该设计方案,通过仿真结果证实了理论分析的正确性。
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关键词
等离子体点火器
串并联谐振
高压电源
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职称材料
空气涡轮火箭发动机风车状态数值仿真研究
被引量:
2
12
作者
张留欢
逯婉若
《火箭推进》
CAS
2015年第6期16-20,共5页
开展了飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,空气涡轮火箭发动机(ATR)风车状态数值仿真研究。根据ATR发动机结构方案,建立了三维计算模型,并以压气机转子扭矩为0作为风车状态判据,使用计算流体动力学方法,计算获得了不同给定转速下ATR发动机...
开展了飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,空气涡轮火箭发动机(ATR)风车状态数值仿真研究。根据ATR发动机结构方案,建立了三维计算模型,并以压气机转子扭矩为0作为风车状态判据,使用计算流体动力学方法,计算获得了不同给定转速下ATR发动机三维流场结果。研究发现,冷态条件下随着给定压气机转子转速的不断升高,发动机通流能力逐渐增强,发动机入口气流静压逐渐降低,速度逐渐增加。同时,确认了在飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,ATR发动机风车转速约为6 900 r/min,内阻约2 170 N。此时,发动机进出口总压损失约61%。其中,压气机流道进出口总压损失达到了32.6%。
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关键词
空气涡轮火箭发动机
风车状态
数值仿真
内阻
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职称材料
雾化过程的一种Euler-Lagrangian耦合算法(英文)
被引量:
5
13
作者
刘昌波
雷凡培
周立新
《火箭推进》
CAS
2015年第2期21-32,共12页
对雾化过程的直接数值模拟需要巨大的计算资源和时间,而工程中的简化模型则经常会给出错误的结果。因此,可以折中地采用一种混合方法,即在不同尺度上采用不同的模型。提出了一种雾化过程的欧拉——拉格朗日耦合算法。较大的液团采用VOF...
对雾化过程的直接数值模拟需要巨大的计算资源和时间,而工程中的简化模型则经常会给出错误的结果。因此,可以折中地采用一种混合方法,即在不同尺度上采用不同的模型。提出了一种雾化过程的欧拉——拉格朗日耦合算法。较大的液团采用VOF法直接求解,与网格尺度相当或更小的液滴则采用双向耦合的拉格朗日粒子法进行追踪。而该方法要求粒子的体积小于网格体积的10%,为此又提出了一种虚网格粒子追踪法。由于湍流结构对雾化过程的影响很大,故湍流采用了大涡模拟模型。采用多个算例对开发的算法进行了验证,并对部分关键参数的影响进行了深入研究。采用新算法对两股撞击射流的雾化过程进行了研究,瞬态和统计结果均表明新算法能够给出良好的预测。
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关键词
雾化
VOF法
拉格朗日粒子追踪
大涡模拟
撞击式
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职称材料
80mN霍尔推力器空心阴极寿命试验
被引量:
2
14
作者
乔彩霞
张岩
+1 位作者
康小录
余水淋
《火箭推进》
CAS
2014年第4期11-15,49,共6页
我国的多个GEO卫星平台即将采用电推进系统完成轨道保持任务,其中比冲为1 600 s的80 mN霍尔推力器是国际公认的最适合完成该项任务的推力器,也是目前国外卫星和深空探测器应用最广的电推力器。为满足15年GEO卫星寿命要求,80 mN霍尔推力...
我国的多个GEO卫星平台即将采用电推进系统完成轨道保持任务,其中比冲为1 600 s的80 mN霍尔推力器是国际公认的最适合完成该项任务的推力器,也是目前国外卫星和深空探测器应用最广的电推力器。为满足15年GEO卫星寿命要求,80 mN霍尔推力器必须达到7 500 h和8 000次点火的寿命指标。空心阴极作为霍尔推力器的重要组件,其寿命和点火次数必须达到相应的指标。为此,上海空间推进研究所开展了80 mN霍尔推力器空心阴极的寿命试验,试验采用模拟推力器阳极的三极管工作方式进行。截止2013年8月上旬,试验件1完成10 322 h寿命试验(含4 549次点火),试验件2完成24 248次加热器热循环试验。空心阴极的寿命已经达到任务要求,两个试验件的放电电压、触持极电压和点火时间等性能指标变化很小,目前试验还在持续进行中。
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关键词
霍尔推力器
空心阴极
寿命试验
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职称材料
提高液体火箭发动机诱导轮汽蚀性能的研究
被引量:
7
15
作者
唐飞
李家文
+1 位作者
李永
周成
《火箭推进》
CAS
2013年第3期44-49,57,共7页
诱导轮叶型的设计应尽可能减少静压降,并保证叶片的负荷分布均匀,减轻叶片的汽蚀破坏。利用CFD技术分析了阶梯壳体和叶片打孔对诱导轮叶片负荷的影响,计算结果表明这些措施都可以降低叶片前缘的负荷。相比较于叶片打孔,阶梯壳体更加有...
诱导轮叶型的设计应尽可能减少静压降,并保证叶片的负荷分布均匀,减轻叶片的汽蚀破坏。利用CFD技术分析了阶梯壳体和叶片打孔对诱导轮叶片负荷的影响,计算结果表明这些措施都可以降低叶片前缘的负荷。相比较于叶片打孔,阶梯壳体更加有助于降低叶片前缘的负荷,在一定程度上提高诱导轮汽蚀性能。最后,通过基于混合模型的汽蚀计算验证了上述结论的正确性。
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关键词
诱导轮
叶片负荷
壳体开槽
叶片打孔
汽蚀性能
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职称材料
关于RBCC动力系统的思考
被引量:
29
16
作者
张蒙正
李斌
+1 位作者
王君
吕奇伟
《火箭推进》
CAS
2013年第1期1-7,共7页
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃...
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。
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关键词
思考
RBCC
研发
应用
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职称材料
超声速进气道及冲压发动机动态特性分析
被引量:
5
17
作者
刘华
雍雪君
+1 位作者
梁俊龙
吴宝元
《火箭推进》
CAS
2012年第3期17-22,共6页
基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用...
基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用于冲压发动机的集中燃烧模型,研究表明在燃油喷注流量的扰动下,冲压发动机幅频响应谐振峰显著。
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关键词
超声速进气道
冲压发动机
动态特性
燃烧模型
燃油扰动
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职称材料
S-03钢渗氮层裂纹分析与控制
被引量:
1
18
作者
程海英
何安平
李永虎
《火箭推进》
CAS
2012年第3期59-64,73,共7页
基于渗氮层出现裂纹的原理,结合现有氮化罐老化、炉气压力不稳定等生产条件对渗氮层裂纹产生的原因进行了分析。通过对生产过程中的准备工作、炉气压力及退氮过程等可能导致渗氮层出现裂纹的各个环节进行严格控制,解决了目前生产中渗氮...
基于渗氮层出现裂纹的原理,结合现有氮化罐老化、炉气压力不稳定等生产条件对渗氮层裂纹产生的原因进行了分析。通过对生产过程中的准备工作、炉气压力及退氮过程等可能导致渗氮层出现裂纹的各个环节进行严格控制,解决了目前生产中渗氮层裂纹的问题,提高了渗氮层的质量。
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关键词
渗氮
设备状态
氮势
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职称材料
基于UG的喷注器冷却通道的机床仿真加工
19
作者
刘英
董文英
《火箭推进》
CAS
2011年第4期59-63,共5页
在分析了喷注器壳体上冷却通道的结构特点和数控加工工艺的基础上,利用UG/ISV软件进行冷却通道的辅助加工,同时对喷注器三维模型的建立、加工过程参数的选用及刀具轨迹编程和加工仿真进行了详细介绍,并用五轴机床进行了加工实验,保证了...
在分析了喷注器壳体上冷却通道的结构特点和数控加工工艺的基础上,利用UG/ISV软件进行冷却通道的辅助加工,同时对喷注器三维模型的建立、加工过程参数的选用及刀具轨迹编程和加工仿真进行了详细介绍,并用五轴机床进行了加工实验,保证了加工质量,提高了加工效率。
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关键词
加工仿真
UG/ISV
冷却通道
数控编程
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职称材料
比例电磁阀的特性分析与试验研究
被引量:
18
20
作者
王晓罡
陈文曲
+1 位作者
唐妹芳
魏青
《火箭推进》
CAS
2011年第2期52-59,共8页
变推力液体火箭发动机可以为航天器的推进与控制提供可控动力,是航天器动力系统的理想选择。其中流量调节技术是变推力发动机的核心技术之一,是变推力发动机研究的热点和难点。本文在对变推力发动机技术进行总结的基础上,对比例电磁铁...
变推力液体火箭发动机可以为航天器的推进与控制提供可控动力,是航天器动力系统的理想选择。其中流量调节技术是变推力发动机的核心技术之一,是变推力发动机研究的热点和难点。本文在对变推力发动机技术进行总结的基础上,对比例电磁铁静态吸力特性、电磁阀阀口流量特性和比例电磁铁动态响应特性进行了深入研究。通过对比例电磁阀系统全面研究,证明了该技术的可行性,为今后设计提供理论支撑。
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关键词
变推力发动机
比例电磁阀
比例电磁铁
异型阀口
动态响应
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职称材料
题名
国内外多模式离子推力器的性能对比
1
作者
李璇
张雪儿
张天平
机构
兰州空间技术物理研究所真空技术与物理重点实验室
出处
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第2期67-76,共10页
基金
甘肃省杰出青年基金(21JR7RA744,20JR10RA481)。
文摘
多模式性能是离子推力器产品应用及产品研制过程中需考虑的重要性能之一。通过对国内外成熟度较高的离子推力器产品的多模式性能对比分析,获得了不同类型离子推力器的多模式性能变化规律,证明了国内离子推力器的多模式性能已达到与国外先进多模式离子推力器相当的水平。定义和对比分析了多模式离子推力器的性能调节能力,结果表明直流环切场推力器性能调节能力最好,射频放电推力器次之,直流发散场推力器最低。
关键词
多模式
离子推力器
调节能力
Keywords
multi-mode
ion thruster
performance adjustment capability
分类号
V439 [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
缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化过程的影响
2
作者
王壮
党枭睿
胡海峰
卞香港
机构
西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024年第3期42-52,共11页
文摘
为探究缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化锥角的影响,中心喷嘴工质采用N_(2)O_(4),外喷嘴工质采用偏二甲肼(UDMH),通过数值仿真获得了喷嘴内部流场的细节特征以及缩进数N对喷嘴雾化锥角的影响规律。结果表明:当N<1时,喷嘴的雾化锥角呈现先增后减的趋势;当N>1时,喷嘴的雾化锥角略微增大;当N=0时,UDMH与N_(2)O_(4)液膜之间会形成低压区,使得UDMH液膜张角减小,N_(2)O_(4)液膜张角变大,并在液膜末端贴合在一起,最终雾化锥角为外喷嘴与中心喷嘴雾化锥角的中间值;当N>0.85时,UDMH与N_(2)O_(4)会在缩进室内部发生明显的掺混,液膜变形程度加剧;当N>1.27时,缩进室会对内部混合流体起到整流作用,从而使其雾化距离增加。
关键词
缩进数
液液同轴离心喷嘴
雾化锥角
流场结构
数值模拟
Keywords
indentation length
liquid-liquid coaxial swirling injector
spray angle
flow field struture
numerical simulation
分类号
V231.2 [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
基于Chaboche硬化模型的304SS全寿命循环力学行为仿真分析
被引量:
2
3
作者
刘士杰
王召
刘继超
梁国柱
机构
北京航天动力研究所低温液体推进技术实验室
北京航天动力研究所
北京机床研究所有限公司
北京航空航天大学宇航学院
出处
《火箭推进》
CAS
2022年第3期40-49,共10页
基金
中国航天推进技术研究院可靠性保证中心研究课题。
文摘
以研究Chaboche硬化模型对低循环载荷下304SS全寿命循环力学行为仿真的可行性为目的。首先,结合试验数据与仿真结果,分析导致Chaboche随动/混合硬化模型无法模拟屈服平台效应问题的原因;然后,对可以模拟前四分之一个循环和稳定迟滞环的模型进行分析,据此给出问题的解决方案;最后,程序验证Chaboche硬化模型对304SS在±0.8%应变控制下完整循环力学响应模拟的可行性。结果表明:①304SS具有明显的屈服平台效应,它的初始屈服应力为200 MPa左右,而屈服强度达到400 MPa,这是无法利用一套Chaboche硬化模型参数对全寿命循环进行模拟的主要原因;②304SS以±0.9%应变范围为界表现出Masing/Non-Masing效应,利用±0.8%应变控制循环曲线确定的304SS Ramberg-Osgood模型常数n_(0)=34.713,ε_(0)=0.00224,σ_(0)=430 MPa,该组参数不适用于±3.0%高循环应变载荷控制的力学行为曲线;③适合304SS前四分之一个循环的Chaboche随动硬化模型参数是:C^(1)=744639 MPa,χ^(1)=155193,C^(2)=71633 MPa,χ^(2)=3014,C^(3)=20608 MPa,χ^(3)=1051,σ_(y)=380 MPa。由于背应力的差异,无法对前四分之一个循环和后继循环分别采用不同的硬化模型参数来模拟304SS全寿命循环的应力应变曲线。研究结果可为304SS结构件的力学行为仿真分析提供参考。
关键词
304SS
Chaboche硬化模型
屈服平台
应变控试验
仿真
Keywords
304 stainless steel
Chaboche hardening model
yield plateau
strain controlled experiment
simulation
分类号
V250.3 [一般工业技术—材料科学与工程]
O341 [理学—固体力学]
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职称材料
题名
基于差动气动增压装置的多次启动一体化动力系统特性
被引量:
1
4
作者
赵晓慧
张金容
单磊
孙海雨
王兴录
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2022年第1期22-29,共8页
基金
国家重点基础研究发展计划(613193)。
文摘
高性能、轻质量、小尺寸的上面级动力系统可以为整个任务节省更多的质量和空间,从而增加有效载荷的质量。提出了一种基于差动气动增压装置的多次启动姿轨控一体化动力系统,动力系统由主发动机系统、姿控发动机系统、一体化供应系统等组成。该动力系统的系统级试验验证结果表明:姿控发动机与主发动机可通过共用贮箱实现推进剂的一体化供应;主发动机采用差动气动增压装置的多次启动方式,多次启动能力提高到20次以上,多次启动加速性(T90)缩短到3 s以下。该系统技术可实现上面级动力系统的高度集成化,提高整体性能。
关键词
差动气动增压装置
多次启动
一体化
动力系统
Keywords
differential pneumatic supercharger
multi-starting
integration
propulsion system
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]
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职称材料
题名
RBCC引射性能对飞行器入轨运载特性影响分析
被引量:
3
5
作者
张帆
张会强
机构
中国运载火箭技术研究院
清华大学航天航空学院
出处
《火箭推进》
CAS
2020年第5期42-47,共6页
基金
中国博士后科学基金第64批面上项目(2018M640140)。
文摘
为给火箭基组合循环动力系统(RBCC)引射技术研究提供参考,在性能指标和技术可实现性上实现平衡,对不同引射模态性能下的飞行器两级入轨运载特性变化规律进行了研究。设计两级入轨飞行器构型,并给出飞行剖面,对其180 km近地轨道入轨运载特性进行计算。研究表明:在动力系统性能均取基准值时,150 t级飞行器赤道平面入轨时可以将4.409 t有效载荷送入180 km近地轨道;有效载荷随引射模态比冲或推力的增加均会提高;考虑到引射模态比冲的可实现性及有效载荷对其敏感性,引射模态比冲并非越大越好,存在合理的取值范围,对于RBCC火箭发动机的两级入轨飞行器来说,合理有效的比冲取值范围在300~400 s之间;在一定范围内提高引射模态推力是更为合理的选择,当推力高于一定值后,推力提高带来的有效载荷增益越来越小。
关键词
火箭基组合循环动力系统
引射性能
运载特性
两级入轨飞行器
有效载荷
Keywords
RBCC
ejector mode performance
transportation capacity
two-stage-to-orbit launch vehicle
payload
分类号
V412 [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
某固体火箭发动机药柱温度场有限元分析
被引量:
5
6
作者
李媛
孙展鹏
周艳青
孙迪
黄薇薇
机构
西安航天动力技术研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2019年第2期32-35,共4页
文摘
为探索环境温度变化条件下固体火箭发动机药柱温度场的一种简单而有效的技术途径,利用有限元传热分析法,对某固体火箭发动机在温度循环条件下的燃烧室药柱温度场进行了研究。针对不同的药柱结构分别建立了二维和三维传热模型,通过对比计算值与试验测试值可知,与三维模型相比,二维传热计算方法可提高药柱温度场的计算效率,且计算结果与试验测试值吻合度较高,可满足试验预测要求。因此在工程分析中,为快速得到有效的分析结果,可采用二维传热模型分析发动机药柱温度场,其中二维无翼槽模型适于模拟药柱远离翼槽部位的温度场,二维有翼槽模型适于模拟药柱翼槽部位的温度场。
关键词
固体火箭发动机
药柱
温度场
传热
有限元分析
Keywords
solid rocket motor
grain
temperature field
heat transfer
finite element analysis
分类号
V435.14 [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
基于PRA的组合体航天器风险评估模型
被引量:
3
7
作者
周昊澄
杨宏
夏侨丽
机构
中国空间技术研究院载人航天总体部
出处
《火箭推进》
CAS
2019年第1期59-65,共7页
基金
国家自然科学青年基金(11802015)
文摘
针对组合体航天器高可靠性、小子样的特性,以组合体航天器控推系统为例对多舱融合性设计方案建立了基于PRA(Probabilistic Risk Assessment,概率风险评估)的风险评估模型。通过对比使用融合性设计和未使用融合性设计两种方案的故障树和相对比差,以验证融合性设计对系统可靠性的贡献为目标,从定性和定量的角度验证了融合性设计可以大幅降低组合体航天器控推系统重大风险的发生概率。通过分析重大风险的重要度权重,得到了组合体航天器控推系统重大风险的重要度排序,从风险的角度为决策者提供了应用融合性设计的建议。
关键词
组合体航天器
概率风险评估
故障树
融合性设计
Keywords
combined spacecraft
PRA
fault tree
integrated design
分类号
V475 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
预冷空气类动力系统发展历程浅析
被引量:
11
8
作者
马海波
张蒙正
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2019年第2期1-8,共8页
基金
装备预研联合基金(61411306240601)
文摘
预冷空气类动力系统是当前高超声速领域研究的热点,是未来两级入轨可重复运载器的一级和临近空间高超声速投放平台的理想动力方案。通过查找国内外公开文献,回顾了预冷空气类动力系统的发展历程,介绍了各个阶段的典型方案与研究成果,分析了各个方案演变过程和可能原因,重点比较了引入氦作为中间介质的预冷空气类发动机循环方案的差异。分析表明:各种方案改进的最主要目的是提升空气预冷效率,降低冷却消耗的燃料,提升发动机的综合性能;当前国内外的相关研究工作已经由最初液化循环转变为深冷循环,再到以SABRE4为代表的适度冷却方案;在保持系统性能最大化的前提下,结合当前技术水平,增加系统可行性,加快从方案论证向部件集成及试验验证转变的步伐。
关键词
预冷空气类动力系统
SABRE
组合发动机
发展历程
Keywords
pre-cooling propulsion system
SABRE
combined engine
development course
分类号
V439 [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
某四机并联试车推进剂供应特性研究
被引量:
1
9
作者
王朝
唐斌运
李大海
朱小刚
机构
西安航天动力试验技术研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2018年第3期62-67,共6页
文摘
采用计算流体力学方法,对某型号发动机四机并联试车推进剂供应管路所采用的分流管组件在发动机稳态工况下的推进剂流动特性进行仿真计算,并对分流管组件在发动机启动过程所产生的瞬变流动特性进行分析。计算表明,采用分流管分流的四机并联试车各发动机入口速度场与压力场均匀,可以满足发动机启动过程管道瞬变流动的要求。试验结果证明,数值计算的方法可以对推进剂供应管路设计与改进进行有效指导,对试验结果进行预测。
关键词
四机并联试车
推进剂供应
稳态流动
瞬变流动
Keywords
four-engine parallel test
propellant supply
steady-state flow
transient flow
分类号
V433.9 [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
三种空化模型在氧泵诱导轮中的计算分析
被引量:
5
10
作者
姜映福
刘中祥
褚宝鑫
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2016年第5期17-23,共7页
文摘
为探索不同空化模型对氧泵诱导轮的适应性,选取Schnerr&Sauer,Zwart及Singhal三种空化模型对氧泵诱导轮进行数值模拟,将三种不同流量系数(φ=0.9,φ=1.0及φ=1.1)下每个计算结果与实验数据进行对比,发现Schnerr&Sauer和Zwart两种模型预测空化外特性变化趋势更加接近实验值,其中Schnerr&Sauer模型在空化发生段的计算结果与实验结果吻合较好。Schnerr&Sauer和Zwart两种模型在φ=1.0的临界空化数与实验值误差为2.9%,在φ=1.1的临界空化数与实验值误差为8.7%,Singhal模型计算结果偏差较大。三种空化模型在计算叶片压力分布上比较相近,在计算叶栅及流道气泡数分布上,由于Schnerr&Sauer和Zwart模型都考虑了气泡数密度的影响,而Singhal模型仅考虑了气泡运动,计算的气泡分布较低;综合考虑外特性及内流场计算结果,Schnerr&Sauer更适应于诱导轮空化计算。
关键词
空化模型
数值分析
诱导轮
Keywords
cavitation model
numerical analysis
inducer
分类号
V432-34 [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
等离子体点火用高压电源设计方法研究
被引量:
3
11
作者
王妍
范威
赵杨
韩先伟
谭畅
机构
西安航天动力研究所
陕西省等离子体物理与应用技术重点实验室
出处
《火箭推进》
CAS
2016年第5期12-16,共5页
基金
国家863项目(2013AA7023028)
文摘
根据等离子体点火对高压直流电源的要求,选用具有电容型滤波器的LCC串并联谐振变换器为主电路拓扑结构,针对电感电流连续模式下的谐振变换器,在对其工作原理分析的基础上,用基波近似法推导出变换器的稳态模型,建立了变换器的等效电路,并给出了便于工程设计的电路的数学描述。通过研究各参数对电路性能所造成的影响,设计最优化的参数以保证开关管在全负载范围内实现零电压开关,有效降低了开关管的热损耗。详细介绍了电源系统的组成和电路参数的设计方法,针对该设计方案,通过仿真结果证实了理论分析的正确性。
关键词
等离子体点火器
串并联谐振
高压电源
Keywords
plasma ignitor
series-parallel resonant
high-voltage power supply
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
空气涡轮火箭发动机风车状态数值仿真研究
被引量:
2
12
作者
张留欢
逯婉若
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2015年第6期16-20,共5页
基金
航天支撑技术项目(617010406)
文摘
开展了飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,空气涡轮火箭发动机(ATR)风车状态数值仿真研究。根据ATR发动机结构方案,建立了三维计算模型,并以压气机转子扭矩为0作为风车状态判据,使用计算流体动力学方法,计算获得了不同给定转速下ATR发动机三维流场结果。研究发现,冷态条件下随着给定压气机转子转速的不断升高,发动机通流能力逐渐增强,发动机入口气流静压逐渐降低,速度逐渐增加。同时,确认了在飞行高度20 km、速度Ma 3条件下,ATR发动机风车转速约为6 900 r/min,内阻约2 170 N。此时,发动机进出口总压损失约61%。其中,压气机流道进出口总压损失达到了32.6%。
关键词
空气涡轮火箭发动机
风车状态
数值仿真
内阻
Keywords
air turbo rocket engine
windmilling state
numerical simulation
internal drag
分类号
V23 [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
雾化过程的一种Euler-Lagrangian耦合算法(英文)
被引量:
5
13
作者
刘昌波
雷凡培
周立新
机构
西安航天动力研究所
中国航天科技集团公司
出处
《火箭推进》
CAS
2015年第2期21-32,共12页
基金
"973"key project of Chinese national programs for fundamental research and development(613193)
文摘
对雾化过程的直接数值模拟需要巨大的计算资源和时间,而工程中的简化模型则经常会给出错误的结果。因此,可以折中地采用一种混合方法,即在不同尺度上采用不同的模型。提出了一种雾化过程的欧拉——拉格朗日耦合算法。较大的液团采用VOF法直接求解,与网格尺度相当或更小的液滴则采用双向耦合的拉格朗日粒子法进行追踪。而该方法要求粒子的体积小于网格体积的10%,为此又提出了一种虚网格粒子追踪法。由于湍流结构对雾化过程的影响很大,故湍流采用了大涡模拟模型。采用多个算例对开发的算法进行了验证,并对部分关键参数的影响进行了深入研究。采用新算法对两股撞击射流的雾化过程进行了研究,瞬态和统计结果均表明新算法能够给出良好的预测。
关键词
雾化
VOF法
拉格朗日粒子追踪
大涡模拟
撞击式
Keywords
primary atomization
Volume-of-Fluid
Lagrangian particle tracking
large eddy si-mulation
impinging atomization
分类号
V430-34 [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
80mN霍尔推力器空心阴极寿命试验
被引量:
2
14
作者
乔彩霞
张岩
康小录
余水淋
机构
上海空间推进研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2014年第4期11-15,49,共6页
基金
中国航天科技集团公司支撑项目(2012JY67)
文摘
我国的多个GEO卫星平台即将采用电推进系统完成轨道保持任务,其中比冲为1 600 s的80 mN霍尔推力器是国际公认的最适合完成该项任务的推力器,也是目前国外卫星和深空探测器应用最广的电推力器。为满足15年GEO卫星寿命要求,80 mN霍尔推力器必须达到7 500 h和8 000次点火的寿命指标。空心阴极作为霍尔推力器的重要组件,其寿命和点火次数必须达到相应的指标。为此,上海空间推进研究所开展了80 mN霍尔推力器空心阴极的寿命试验,试验采用模拟推力器阳极的三极管工作方式进行。截止2013年8月上旬,试验件1完成10 322 h寿命试验(含4 549次点火),试验件2完成24 248次加热器热循环试验。空心阴极的寿命已经达到任务要求,两个试验件的放电电压、触持极电压和点火时间等性能指标变化很小,目前试验还在持续进行中。
关键词
霍尔推力器
空心阴极
寿命试验
Keywords
Hall thruster
hollow cathode
life test
分类号
V439 [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
提高液体火箭发动机诱导轮汽蚀性能的研究
被引量:
7
15
作者
唐飞
李家文
李永
周成
机构
北京控制工程研究所
北京航空航天大学宇航学院
出处
《火箭推进》
CAS
2013年第3期44-49,57,共7页
基金
中国航天科技集团公司支撑项目(2007JY02)
文摘
诱导轮叶型的设计应尽可能减少静压降,并保证叶片的负荷分布均匀,减轻叶片的汽蚀破坏。利用CFD技术分析了阶梯壳体和叶片打孔对诱导轮叶片负荷的影响,计算结果表明这些措施都可以降低叶片前缘的负荷。相比较于叶片打孔,阶梯壳体更加有助于降低叶片前缘的负荷,在一定程度上提高诱导轮汽蚀性能。最后,通过基于混合模型的汽蚀计算验证了上述结论的正确性。
关键词
诱导轮
叶片负荷
壳体开槽
叶片打孔
汽蚀性能
Keywords
inducer
blade load
case grooving
punching at blade
cavitation performance
分类号
V434.2 [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
关于RBCC动力系统的思考
被引量:
29
16
作者
张蒙正
李斌
王君
吕奇伟
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2013年第1期1-7,共7页
文摘
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。
关键词
思考
RBCC
研发
应用
Keywords
thinking
RBCC
development
application
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
超声速进气道及冲压发动机动态特性分析
被引量:
5
17
作者
刘华
雍雪君
梁俊龙
吴宝元
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2012年第3期17-22,共6页
基金
国家"863"项目(2007AA705302)
文摘
基于小偏差线性化思想,利用超声速进气道动力学模型计算得到,进气道激波位置和波后压力的响应幅值随频率增大整体趋于减小,但在各阶纵向谐振频率上存在谐振峰。并进一步考虑了燃烧室加质燃烧,分析了冲压发动机气路动态特性,推导出适用于冲压发动机的集中燃烧模型,研究表明在燃油喷注流量的扰动下,冲压发动机幅频响应谐振峰显著。
关键词
超声速进气道
冲压发动机
动态特性
燃烧模型
燃油扰动
Keywords
supersonic air inlet
ramjet
dynamical characteristic
combustion model
fuel flowperturbation
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
S-03钢渗氮层裂纹分析与控制
被引量:
1
18
作者
程海英
何安平
李永虎
机构
西安航天发动机厂
出处
《火箭推进》
CAS
2012年第3期59-64,73,共7页
文摘
基于渗氮层出现裂纹的原理,结合现有氮化罐老化、炉气压力不稳定等生产条件对渗氮层裂纹产生的原因进行了分析。通过对生产过程中的准备工作、炉气压力及退氮过程等可能导致渗氮层出现裂纹的各个环节进行严格控制,解决了目前生产中渗氮层裂纹的问题,提高了渗氮层的质量。
关键词
渗氮
设备状态
氮势
Keywords
nitrating
equipment condition
nitrogen potential
分类号
V261-33 [航空宇航科学与技术—航空宇航制造工程]
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职称材料
题名
基于UG的喷注器冷却通道的机床仿真加工
19
作者
刘英
董文英
机构
西安航天发动机厂
出处
《火箭推进》
CAS
2011年第4期59-63,共5页
文摘
在分析了喷注器壳体上冷却通道的结构特点和数控加工工艺的基础上,利用UG/ISV软件进行冷却通道的辅助加工,同时对喷注器三维模型的建立、加工过程参数的选用及刀具轨迹编程和加工仿真进行了详细介绍,并用五轴机床进行了加工实验,保证了加工质量,提高了加工效率。
关键词
加工仿真
UG/ISV
冷却通道
数控编程
Keywords
machining simulation
UG/ISV
cooling channel
NC programming
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
比例电磁阀的特性分析与试验研究
被引量:
18
20
作者
王晓罡
陈文曲
唐妹芳
魏青
机构
上海空间推进研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2011年第2期52-59,共8页
文摘
变推力液体火箭发动机可以为航天器的推进与控制提供可控动力,是航天器动力系统的理想选择。其中流量调节技术是变推力发动机的核心技术之一,是变推力发动机研究的热点和难点。本文在对变推力发动机技术进行总结的基础上,对比例电磁铁静态吸力特性、电磁阀阀口流量特性和比例电磁铁动态响应特性进行了深入研究。通过对比例电磁阀系统全面研究,证明了该技术的可行性,为今后设计提供理论支撑。
关键词
变推力发动机
比例电磁阀
比例电磁铁
异型阀口
动态响应
Keywords
variable thrust LRE
proportional solenoid valve
proportional solenoid actuator
shaped valve port
dynamic response
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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1
国内外多模式离子推力器的性能对比
李璇
张雪儿
张天平
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024
0
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职称材料
2
缩进长度对液液同轴离心喷嘴雾化过程的影响
王壮
党枭睿
胡海峰
卞香港
《火箭推进》
CAS
北大核心
2024
0
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职称材料
3
基于Chaboche硬化模型的304SS全寿命循环力学行为仿真分析
刘士杰
王召
刘继超
梁国柱
《火箭推进》
CAS
2022
2
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职称材料
4
基于差动气动增压装置的多次启动一体化动力系统特性
赵晓慧
张金容
单磊
孙海雨
王兴录
《火箭推进》
CAS
2022
1
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职称材料
5
RBCC引射性能对飞行器入轨运载特性影响分析
张帆
张会强
《火箭推进》
CAS
2020
3
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职称材料
6
某固体火箭发动机药柱温度场有限元分析
李媛
孙展鹏
周艳青
孙迪
黄薇薇
《火箭推进》
CAS
2019
5
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职称材料
7
基于PRA的组合体航天器风险评估模型
周昊澄
杨宏
夏侨丽
《火箭推进》
CAS
2019
3
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职称材料
8
预冷空气类动力系统发展历程浅析
马海波
张蒙正
《火箭推进》
CAS
2019
11
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职称材料
9
某四机并联试车推进剂供应特性研究
王朝
唐斌运
李大海
朱小刚
《火箭推进》
CAS
2018
1
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职称材料
10
三种空化模型在氧泵诱导轮中的计算分析
姜映福
刘中祥
褚宝鑫
《火箭推进》
CAS
2016
5
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职称材料
11
等离子体点火用高压电源设计方法研究
王妍
范威
赵杨
韩先伟
谭畅
《火箭推进》
CAS
2016
3
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职称材料
12
空气涡轮火箭发动机风车状态数值仿真研究
张留欢
逯婉若
《火箭推进》
CAS
2015
2
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职称材料
13
雾化过程的一种Euler-Lagrangian耦合算法(英文)
刘昌波
雷凡培
周立新
《火箭推进》
CAS
2015
5
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职称材料
14
80mN霍尔推力器空心阴极寿命试验
乔彩霞
张岩
康小录
余水淋
《火箭推进》
CAS
2014
2
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职称材料
15
提高液体火箭发动机诱导轮汽蚀性能的研究
唐飞
李家文
李永
周成
《火箭推进》
CAS
2013
7
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职称材料
16
关于RBCC动力系统的思考
张蒙正
李斌
王君
吕奇伟
《火箭推进》
CAS
2013
29
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职称材料
17
超声速进气道及冲压发动机动态特性分析
刘华
雍雪君
梁俊龙
吴宝元
《火箭推进》
CAS
2012
5
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职称材料
18
S-03钢渗氮层裂纹分析与控制
程海英
何安平
李永虎
《火箭推进》
CAS
2012
1
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职称材料
19
基于UG的喷注器冷却通道的机床仿真加工
刘英
董文英
《火箭推进》
CAS
2011
0
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职称材料
20
比例电磁阀的特性分析与试验研究
王晓罡
陈文曲
唐妹芳
魏青
《火箭推进》
CAS
2011
18
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