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高空模拟引射器启动特性的实验和数值计算研究

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弹箭与制导学报 2017年第4期37卷 63-67页

作者：孙顺利李纲中国空空导弹研究院河南洛阳471009

采用实验和数值计算方法研究了固体火箭发动机高空模拟引射器的启动特性。实验和数值计算结果显示引射器在启动过程中出现启动迟滞现象。引射器启动特性与其内部的流动形态(激波位置)变化直接相关,而流动形态变化的驱动力由引射器进口... 详细信息

采用实验和数值计算方法研究了固体火箭发动机高空模拟引射器的启动特性。实验和数值计算结果显示引射器在启动过程中出现启动迟滞现象。引射器启动特性与其内部的流动形态(激波位置)变化直接相关,而流动形态变化的驱动力由引射器进口总压提供。根据流动形态分析结果,采用正激波理论计算引射器启动过程中的最小启动压力和最小工作压力,正激波理论分析结果及实验值与数值计算结果接近,表明正激波理论可用于计算引射器的启动特性。

关键词：高空模拟主动引射器真空舱压力启动特性数值计算

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小涡喷发动机高空模拟起动试验研究

宇航学报 1992年第1期13卷 75-80页

作者：朱青航空航天工业部第31所

喷气发动机的空中起动是重要的研究课题,而小涡喷发动机的空中起动试验尚需探索。本文介绍小涡喷发动机在某高空台做高空模拟起动试验的试验设备、测量系统及试验技术,并对试验结果进行分析,做出结论。本试验结果具有实用价值。

关键词：涡喷发动机高空模拟试车台

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单轴小涡喷发动机高空模拟起动试验研究

航空动力学报 1992年第3期7卷 238-240页

作者：朱青航空航天部31所 100074

本文重点介绍该型发动机高空模拟点火起动试验技术 ,并着重对试验结果进行分析 ,为该型发动机成功地模拟空中起动试验提供试验依据和保证。

关键词：航空喷气发动机单轴高空模拟

亚声速高空模拟自由射流试验装置气动布局的优化

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亚声速高空模拟自由射流试验装置气动布局的优化

作者：张钊瑞沈阳航空航天大学

学位级别：硕士

当气流以均匀的速度自喷嘴射入无限大空间时,在流场中会形成速度分布均匀的自由射流核心区。自由射流模拟高空试验正是利用了自由射流的这种特性,将进气道的进口放置在射流核心区内,来模拟真实的飞行环境下进气道进口处的流动状态。在... 详细信息

当气流以均匀的速度自喷嘴射入无限大空间时,在流场中会形成速度分布均匀的自由射流核心区。自由射流模拟高空试验正是利用了自由射流的这种特性,将进气道的进口放置在射流核心区内,来模拟真实的飞行环境下进气道进口处的流动状态。在亚声速自由射流模拟高空试验中,进气道放入射流核心区内,会对进气道前方的流场产生影响。进气道距离喷管出口过近,会对喷管产生影响;进气道至喷管距离增加时,又有偏移出射流核心区的顾虑。因而需要寻求最优的进气道与喷管距离,使自由射流试验最为接近真实的飞行环境。模拟不同飞行姿态角时,存在不同进气道与喷管的最优距离使自由射流试验最接近真实飞行环境。要综合考虑进气道与喷管距离,使进气道位置不变的情况下,都能较为接近真实飞行环境。本文采用计算流体力学的方法,确定进气道与喷管无量纲距离为0.72时,在不同姿态角下都能较为接近真实飞行环境。讨论了不同发动机流量下模拟结果与进气道至喷管距离的关系,确定流量系数为1时,自由射流试验结果最接近真实飞行环境。同时研究了进气道溢流以及次流对流场的影响,确定了合理的试验舱气动布局。

关键词：亚声速高空模拟进气道计算流体力学

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某型号液体火箭发动机高空模拟试验技术

某型号液体火箭发动机高空模拟试验技术

作者：王广飚西安电子科技大学

学位级别：硕士

本文研究的内容是我国新研制的某型号液体火箭发动机进行高空模拟试验所要完成的工作。通过开展研究工作,对发动机试验系统的建立和试验具有理论意义和实用价值。对于有外界空气泄入式扩压器,本文给出了扩压器性能计算公式,并针对... 详细信息

本文研究的内容是我国新研制的某型号液体火箭发动机进行高空模拟试验所要完成的工作。通过开展研究工作,对发动机试验系统的建立和试验具有理论意义和实用价值。对于有外界空气泄入式扩压器,本文给出了扩压器性能计算公式,并针对该型号发动机进行了计算,最终确定了扩压器几何参数。通过分析,确定了扩压器冷却方式、热流密度、冷却水流量等参数。利用大型有限元分析软件——ANSYS对扩压器进行有限元分析。根据扩压器的结构及受力特点,引入ANSYS单元库中的壳单元建立了扩压器筒体的有限元模型。对筒体进行静态强度分析,准确地描述出其应力场分布情况,为扩压器的设计加工提供了可靠的理论参考依据。利用大型计算流体软件——FLUENT对扩压器内流场进行了分析,进一步对扩压器性能计算进行验证。通过对发动机起动过程分析,设计安装起动容器,采用主容器和起动容器共同工作的起动方式,通过试验证明此方法工作可靠,满足了发动机起动的要求。通过对试验系统进行改进,增加强排管路,将主管路及泵前管路中温度较高的液氧快速排出外界,补入主容器中温度相对较低的液氧。满足任务书对于发动机起动前入口温度≤-180℃的要求。在发动机的高模试验时,发动机喷管喷出的高温高速燃气将对扩压器结构有很大的影响,需对扩压器在高温高速燃气下的结构强度进一步分析。同时扩压器冷却水裕度较大,需对燃气和冷却水换热计算进一步分析。

关键词：发动机高空模拟试验

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航空发动机高空模拟试验风险管理研究

航空发动机高空模拟试验风险管理研究

作者：蒋明夫电子科技大学

学位级别：硕士

航空发动机高空模拟试验,就是在地面设备上模拟航空发动机在空中飞行时各种功能、性能、技战术指标的科学试验项目,是综合性极强、风险极高的技术创新过程。本文运用项目风险管理理论与技术,结合我国航空发动机高空模拟试车台的特点,对... 详细信息

航空发动机高空模拟试验,就是在地面设备上模拟航空发动机在空中飞行时各种功能、性能、技战术指标的科学试验项目,是综合性极强、风险极高的技术创新过程。本文运用项目风险管理理论与技术,结合我国航空发动机高空模拟试车台的特点,对航空发动机高空模拟试验风险的概念和特征进行了诠释;从试验工作结构分解和风险源分析入手,提出了基于现有质量体系模式下,构建试验风险管理体系的基本思路;进而对试验风险的分析方法、评价指标体系和试验风险处置策略作了较为系统的阐述;在此基础上,设计了作为辅助体系运行的信息化管理软件系统。并通过典型试验案例分析模拟运行。旨在完善和构建符合实际运行的试验风险管理体系与信息化管理平台,使其试验风险管理体系运行符合实际且科学规范。该研究成果必将为高空模拟试验风险决策提供有力的支持,具有十分重要的现实意义。同时,也可为航空发动机行业的类似试验项目提供有益的借鉴。

关键词：航空发动机高空模拟试验风险研究

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高空模拟试验中发动机推力的确定与应用

燃气涡轮试验与研究 2005年第3期18卷 1-5页

作者：刘志友南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

本文介绍了发动机高空模拟试验中发动机推力的确定机理和模拟偏差对推力确定的影响,分析了HB6213-89[1]中推力计算与修正公式的适用范围,探讨了发动机推力测试结果在发动机性能预测和性能仿真中的重要作用。

关键词：航空发动机高空模拟试验技术喷管

氢氧火箭发动机高空模拟试验推力测量装置研制

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宇航计测技术 2016年第6期36卷 50-55页

作者：朱子环蔡睿北京航天试验技术研究所北京100074

为了保证氢氧火箭发动机高空环境下推力测量的准确性,针对氢氧发动机高空模拟试验的特点,结合推力测量装置的原理和实际布局的需求,开展了低温及真空环境影响下的推力测量装置结构设计研究。解决了小弹阻力的弹簧片设计技术、校准力与... 详细信息

为了保证氢氧火箭发动机高空环境下推力测量的准确性,针对氢氧发动机高空模拟试验的特点,结合推力测量装置的原理和实际布局的需求,开展了低温及真空环境影响下的推力测量装置结构设计研究。解决了小弹阻力的弹簧片设计技术、校准力与发动机推力轴线一致的控制技术、校准传力机构由动到静真空舱密封的实现技术以及管路约束力对推力测量影响的控制技术等难点,成功研制了一套推力测量装置,应用于某型火箭发动机试验中取得了较好的效果。

关键词：火箭发动机高空模拟推力测量

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某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究

火箭推进 2017年第5期43卷 39-44页

作者：黄仕启李锦江孙慧娟北京航天动力研究所北京100076

某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参... 详细信息

某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参数,该型膨胀循环发动机与采用被动引射的某型燃气发生器循环发动机参数相当,这为该型膨胀循环发动机采用被动引射提供了可能,并对膨胀循环发动机采用被动引射高空模拟试验方案的可行性进行仿真研究。

关键词：膨胀循环发动机高空模拟主动引射被动引射