检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

多孔陶瓷氢气发汗冷却特性研究

推进技术 2014年第10期35卷 1387-1391页

作者：李青孙纪国贵州理工学院理学院贵州贵阳550003 北京航空航天大学宇航学院北京100191

为了研究复合材料微孔发汗冷却热防护技术,研究了冷冻浇注成型工艺定向直孔道碳化硅多孔陶瓷在高压高热流密度时氢气的发汗冷却特性。用电弧加热主流空气产生高温燃气、氢气发汗冷却对多孔陶瓷材料进行了13次热试验研究。试验的材料孔... 详细信息

为了研究复合材料微孔发汗冷却热防护技术,研究了冷冻浇注成型工艺定向直孔道碳化硅多孔陶瓷在高压高热流密度时氢气的发汗冷却特性。用电弧加热主流空气产生高温燃气、氢气发汗冷却对多孔陶瓷材料进行了13次热试验研究。试验的材料孔隙率为10~28%,燃烧室压力为3.6~7.9MPa,冷却氢气注入率为0.008~0.021。试验表明,当多孔陶瓷材料氢发汗冷却的注入率为1%时,主流高温燃气与微孔壁面之间的换热减少了30%以上。多孔陶瓷材料氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。研究得出了陶瓷多孔材料在高压大热流环境下用氢气发汗冷却的性能关联式。

关键词：陶瓷多孔材料发汗冷却氢气传热

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

隔板对燃烧室声学特性的影响

航空动力学报 2012年第3期27卷 715-720页

作者：李丹琳田原孙纪国中国航天科技集团公司北京航天动力研究所主推进发动机设计部北京100076

为了研究液体火箭发动机燃烧室出现的横向一阶切向燃烧不稳定,通过冷态声学试验和理论算例的计算,研究了不同参数的隔板装置对一阶切向声学频率及阻尼特性的影响,结果表明:增加轴向隔板长度和径向隔板数目均会降低一阶切向声学频率,同... 详细信息

为了研究液体火箭发动机燃烧室出现的横向一阶切向燃烧不稳定,通过冷态声学试验和理论算例的计算,研究了不同参数的隔板装置对一阶切向声学频率及阻尼特性的影响,结果表明:增加轴向隔板长度和径向隔板数目均会降低一阶切向声学频率,同时增强声阻尼效果;喷嘴式隔板产生的声阻尼效果,比典型直板形状的隔板要好得多,隔板喷嘴最佳间隙在0.1～0.4mm,采用最佳隔板喷嘴间隙能够在较短的轴向隔板长度上得到较高的阻尼能力,从而改善冷却问题.

关键词：声学频率阻尼特性隔板声学试验燃烧不稳定性

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

氢氧同轴式喷嘴流量特性试验和理论分析

航空动力学报 2005年第4期20卷 689-692页

作者：孙纪国北京航天动力研究所北京100076

介绍了氢氧直流同轴式喷嘴结构参数对流量特性的影响的热试验研究结果,并采用一维数值分析模型计算了结构参数对喷嘴流量特性的影响。结果表明:计算结果与热试数据相吻合。喷嘴结构参数变化将引起喷嘴压力损失变化,并导致喷嘴流量特性... 详细信息

介绍了氢氧直流同轴式喷嘴结构参数对流量特性的影响的热试验研究结果,并采用一维数值分析模型计算了结构参数对喷嘴流量特性的影响。结果表明:计算结果与热试数据相吻合。喷嘴结构参数变化将引起喷嘴压力损失变化,并导致喷嘴流量特性发生变化;氢氧喷嘴流量系数随缩进深度增大而减小;氢喷嘴流量系数随环形间隙增大而减小,氧喷嘴流量系数则反之。

关键词：航空航天推进系统喷嘴流量特性氢氧

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

发汗冷却喷管多孔壁面的分段设计分析

航空动力学报 2008年第12期23卷 2346-2352页

作者：金韶山姜培学孙纪国清华大学热能工程系热科学与动力工程教育部重点实验室北京100084 北京航天动力研究所北京100076

对于采用烧结多孔结构作为发汗冷却壁面的喷管,为最大限度的减少冷却剂流量,提出了对多孔介质壁面沿轴向进行分段的发汗冷却结构.通过采用Fluent软件对分4段结构的多孔壁面推力室发汗冷却进行数值模拟并且与不分段的发汗冷却喷管比较发... 详细信息

对于采用烧结多孔结构作为发汗冷却壁面的喷管,为最大限度的减少冷却剂流量,提出了对多孔介质壁面沿轴向进行分段的发汗冷却结构.通过采用Fluent软件对分4段结构的多孔壁面推力室发汗冷却进行数值模拟并且与不分段的发汗冷却喷管比较发现,分4段的结构在满足室壁温冷却要求的前提下可将冷却剂与主气流量百分比从28.3%降至12.6%,这表明烧结多孔结构分段设计是减少喷管发汗冷却剂流量的有效手段.

关键词：发汗冷却喷管多孔壁面分段设计

铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

导弹与航天运载技术 2016年第5期 105-108页

作者：姬威信孙纪国北京航天动力研究所北京100076

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可... 详细信息

采用三维整场求解的方法,对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算,研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明,气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部,降低室壁温度,当敷设0.05 mm镍镀层时,喉部壁温可降低24.4%,最大热流密度可减小20%;敷设0.05 mm铬镀层时,喉部壁温降低约23%,热流密度减小18.7%;气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬,且镍镀层厚度越大,气壁温和液壁温降低越多,防护效果越好。

关键词：液氧/甲烷火箭发动机推力室再生冷却热防护

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

氢氧发动机再生冷却喷管传热仿真与试验研究

导弹与航天运载技术 2022年第3期 37-41页

作者：杨岩丁兆波杨继东孙纪国北京航天动力研究所北京100076

大推力液体火箭发动机推力室室压高、热流大,因此冷却结构设计是推力室和喷管延伸段设计的主要内容。基于氢氧发动机再生冷却喷管延伸段,采用数值仿真方法对其试验件传热性能进行流热耦合计算,并与试验结果进行对比分析。研究结果表明:... 详细信息

大推力液体火箭发动机推力室室压高、热流大,因此冷却结构设计是推力室和喷管延伸段设计的主要内容。基于氢氧发动机再生冷却喷管延伸段,采用数值仿真方法对其试验件传热性能进行流热耦合计算,并与试验结果进行对比分析。研究结果表明:三维流热耦合仿真计算结果与试验值吻合较好;传统一维传热计算所得的温升及热流偏高,计算结果存在一定误差。研究结果可为后续一维传热计算程序修正及再生冷却喷管传热结构设计提供参考。

关键词：氢氧发动机再生冷却喷管传热计算

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

液氧甲烷发动机重复使用关键技术发展研究

导弹与航天运载技术 2018年第2期 31-35页

作者：郑大勇颜勇孙纪国南京航空航天大学南京210016 北京航天动力研究所北京100076

重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了... 详细信息

重复使用运载器对动力系统的安全性、可靠性、使用成本等方面提出很高要求。液氧甲烷发动机重复使用性好、使用维护方便、性能高,综合性能良好,是重复使用运载器推进系统的理想选择之一。分析了液氧甲烷发动机的技术特点与优势,介绍了中国为重复使用飞行器研制的60吨级低成本、高可靠液氧甲烷发动机关键技术研究情况。通过试验研究,验证了液氧甲烷火箭动力具有良好的性能、高可靠性与多次重复使用能力。

关键词：重复使用运载器液氧甲烷发动机重复使用

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

缩进深度对同轴式喷嘴流量特性的影响

推进技术 2003年第5期24卷 452-455页

作者：孙纪国庄逢辰王珏北京航天动力研究所北京100076 装备指挥技术学院北京101416

为研究同轴式喷嘴缩进深度对喷嘴流量和燃烧性能的影响,研究了缩进区内的流动、蒸发和燃烧过程,并建立了理论分析模型。对某同轴式喷嘴的计算表明,计算结果与热试数据相吻合。喷嘴缩进区内液氧蒸发量不超过1 5%。但缩进深度将引入不可... 详细信息

为研究同轴式喷嘴缩进深度对喷嘴流量和燃烧性能的影响,研究了缩进区内的流动、蒸发和燃烧过程,并建立了理论分析模型。对某同轴式喷嘴的计算表明,计算结果与热试数据相吻合。喷嘴缩进区内液氧蒸发量不超过1 5%。但缩进深度将引入不可忽略的缩进压力损失(本算例混合比为1时,缩进压力损失约为0 6MPa),并导致喷嘴流量特性发生变化:氢氧喷嘴流量系数随缩进深度增大而减小;氢喷嘴流量系数随混合比增大而减小,氧喷嘴流量系数则反之。缩进区能显著改善气液速度比和动量比,因而有利于雾化、混合和燃烧效率的提高。

关键词：缩进深度同轴式喷嘴流量系数性能分析

航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航天制造技术 2011年第2期 3-6页

作者：王维彬孙纪国北京航天动力研究所北京100076

液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在"十一五"期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和甲烷液氧液... 详细信息

液氧甲烷火箭发动机具有成本低、性能好、重复使用、维护方便等优点,是极具发展潜力的未来航天动力。北京航天动力研究所在"十一五"期间开展了60t级液氧甲烷火箭发动机原型样机研究。进行了甲烷液氧气液缩尺喷注器燃烧试验和甲烷液氧液液喷注器低混合比燃烧试验,了解了甲烷液氧的燃烧特性、点火特性等。开展了涡轮泵和阀门等组件适应性研究。研究表明,液氧甲烷发动机燃烧稳定性好,易于维护,是未来航天的理想动力选择之一。

关键词：液氧甲烷火箭发动机重复使用 RLV