火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2014年
4期
16-21,56
,共7页
液氧/煤油发动机%双推力室%同步点火%数值仿真
液氧/煤油髮動機%雙推力室%同步點火%數值倣真
액양/매유발동궤%쌍추력실%동보점화%수치방진
LOX/kerosene rocket engine%dual-thrust chamber%synchronous ignition%numerical simulation
我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况.以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究.建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台.通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析:指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa.
我國新一代大推力液氧/煤油補燃髮動機採用雙推力室方案,髮動機起動時存在推力室點火不同步情況.以500 t級液氧/煤油補燃髮動機為研究對象,針對起動時推力室點火不同步問題,對髮動機推力室燃料路的控製方案進行瞭研究.建立瞭描述補燃循環髮動機起動過程的數學模型,搭建瞭雙推力室髮動機起動倣真平檯.通過對推力室燃料路兩種控製方案的對比分析:指齣瞭從降低髮動機繫統對雙推力室不同步點火的敏感程度攷慮,採用2箇燃料節流閥分彆控製各分支燃料路的方案較優;推力室燃料路採用一箇燃料節流閥的控製方案時,推力室冷卻套流阻偏差不宜大于1 MPa.
아국신일대대추력액양/매유보연발동궤채용쌍추력실방안,발동궤기동시존재추력실점화불동보정황.이500 t급액양/매유보연발동궤위연구대상,침대기동시추력실점화불동보문제,대발동궤추력실연료로적공제방안진행료연구.건립료묘술보연순배발동궤기동과정적수학모형,탑건료쌍추력실발동궤기동방진평태.통과대추력실연료로량충공제방안적대비분석:지출료종강저발동궤계통대쌍추력실불동보점화적민감정도고필,채용2개연료절류벌분별공제각분지연료로적방안교우;추력실연료로채용일개연료절류벌적공제방안시,추력실냉각투류조편차불의대우1 MPa.
