廖云飞
- 作品数：19 被引量：31H指数：4
- 供职机构：北京航空航天大学宇航学院更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划国家自然科学基金中国博士后科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 塞式喷管
- 本发明公开了一种塞式喷管，由多个内喷管、塞锥组成，其内喷管为轴对称结构，塞锥设计为“瓦”状曲面，内喷管可分为收敛段、喉部、扩张段，内喷管和塞锥为一体设计。本发明为航空航天发动机上用的“瓦”状结构塞式喷管。本发明的“瓦”状...
- 刘宇王一白覃粒子戴梧叶马彬张国舟王长辉李军伟廖云飞杨文将程显辰
- 文献传递
- 塞式喷管底部气动特性及其对性能的影响被引量：1
- 2004年
- 在内喷管倾角为10°,20°,30°,40°和底部二次流为0.0%,0.4%,1.0%,1.4%,2.0%,3.0%的工况下,实验测量了两单元瓦状塞式喷管的底部压强。结果表明在不同的外界反压作用下,底部具有开放、闭合和开闭过渡三种气动状态,底部的这种特性不随内喷管倾角和底部二次流的变化而变化。实验研究了80%,40%,30%和20%截短两单元直排塞式喷管的高度特性,数值模拟计算了实验喷管的性能和塞锥表面的压强分布,数值模拟结果与实验测量数据吻合较好。结合实验数据和数值模拟结果分析了塞锥截短和底部气动特性对塞式喷管性能的影响。
- 王长辉刘宇廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管
- 两相流环缝塞式喷管设计方法被引量：6
- 2007年
- 在常滞后两相流假设下,提出改进的Angelino理想型面法和改进的"二次曲线+三次曲线"造型法设计两相流环缝塞式喷管;计算了这两种改进方法设计的塞式喷管性能。算例表明:在两相流条件下与未考虑两相流效应的气相理想方法设计的型面相比,改进的Angelino法设计的型面长度缩短近33%,推力增大约1%;改进的"二次曲线+三次曲线"造型法设计的型面长度减小近6%,性能提高约4%。
- 谢侃刘宇任军学廖云飞
- 关键词：固体火箭发动机两相流数值模拟塞式喷管
- 塞式喷管推力矢量控制试验研究被引量：2
- 2009年
- 参考传统火箭发动机的燃气舵推力矢量控制方案,提出塞式喷管发动机采用底部气流调节片实现推力矢量控制的方案,并针对此方案进行了推力矢量控制冷流试验研究.试验中,研究影响矢量控制侧向力的因素,比如底部气流调节片的角度和面积.试验结果表明:底部气流调节片推力矢量控制方案可以产生较大的侧向力,但轴向力的损失也比较大;侧向力的大小与底部气流调节片的面积和角度成正比例关系.
- 琚春光彭小波刘宇廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管推力矢量控制
- 底部二次流对塞式喷管影响的实验研究
- 2005年
- 基于单元塞式喷管的实验数据,研究了底部二次流对塞式喷管性能和底部特性的影响,测得了不同环境反压下塞锥表面的压强分布.实验表明,底部在不同压比下具有不同的气动状态.二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部开始提供推力的压比值下降,有利于避免底部开闭过渡时推力出现较大幅度降低.二次流流量达到主流的2.0%后,再加大底部二次流流量不再影响底部压强,过多地注入反而会降低塞式喷管的总体效率,1.5%～2.0%主流流量的二次流注入是比较好的选择.在低压比范围,塞锥表面有压强峰出现,随着高度的增加,压强峰后移并强度减弱.
- 王长辉刘宇廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管
- 塞式喷管热试实验和数值模拟被引量：4
- 2007年
- 以气氢/气氧为推进剂,对三单元直排塞式喷管发动机进行了热试实验和数值模拟研究.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.数值模拟研究了塞式喷管的流场特点,数值预示了实验塞式喷管发动机的高度特性曲线.无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥.使用爆震波点火器点燃多个单元推力室,成功进行了热试实验.在2个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的喷管效率.在CNPR=50附近,效率达到92%~93.5%;在CNPR=350附近,效率达到95%~96%.预计在设计点的效率不低于98%.
- 王长辉刘宇廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管
- 单元二维直排塞式喷管冷流实验被引量：1
- 2005年
- 为研究塞式喷管的高度特性和底部特性,采用高压空气为工作介质对单元直排塞式喷管进行实验.研究了底部盖板、底部二次流对性能的影响和塞锥壁面压强分布.实验结果表明:无底部盖板可提高塞式喷管低空性能2%～7%;底部二次流可提高底部压强,减少底部开闭状态转变过程带来的推力突降;底部二次流流量以1%～1.5%为宜,过大将引起喷管性能下降.本实验喷管设计点效率均超过99%,部分实验接近100%,高度补偿效果明显.
- 廖云飞刘宇王长辉
- 关键词：火箭发动机塞式喷管冷流实验
- 三单元气氢/气氧塞式喷管发动机实验
- 2007年
- 以气氢/气氧为推进剂,对三单元直排塞式喷管模型发动机(内喷管和燃烧室内衬采用耐烧蚀材料钨渗铜,塞锥为碳钢)进行了热试实验研究.给出了实验结果,进行了数据分析.在两个压比(燃烧室压强与环境反压之比)下,获得了塞式喷管性能数据和塞锥表面5个测点处的压强分布.实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在压比值为50附近,效率达到92%-93.5%;在压比值为350附近,效率达到95%-96%.数值模拟的预示结果与实验数据吻合较好.
- 王长辉刘宇廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管热试车
- 塞式喷管底部特性研究被引量：2
- 2005年
- 基于实验数据和数值模拟结果,研究了外界反压和底部二次流对塞式喷管底部的影响。实验表明,底部压强分布相对较均匀,底部在不同外界反压下具有不同的气动状态。如果主流在底部受压缩,底部有气动开放的趋势;如果主流在底部受膨胀,底部有气动闭合的趋势;如果底部同时存在压缩和膨胀,其状态与受到压缩和膨胀的相对强弱有关。二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大,有利于防止底部开闭过渡时推力出现较大幅度降低。二次流流量达到主流的2 0%后,加大底部二次流流量不再影响底部压强,过多地注入反而会降低塞式喷管的总体效率,1 5%～2 0%主流流量的二次流注入是比较好的选择。
- 王长辉刘宇廖云飞
- 关键词：火箭发动机塞式喷管
- 高度补偿喷管的氢氧热试研究被引量：5
- 2007年
- 采用气氧作氧化剂、气氢作燃料,对具有高度补偿特性的塞式喷管和双钟型喷管进行了点火热试.介绍了气氢/气氧试验系统,以及试验喷管的结构形式、设计参数和装配照片,喷管试验件采用耐烧蚀的钨渗铜材料加工,成功进行了多次短时间点火热试.给出了试验测量参数曲线、点火热试照片和数据结果,获得了不同高度下塞式喷管和双钟型喷管的热试性能数据,和当量钟型喷管相比两者都具有较好的高度补偿特性.以推力系数效率为例,塞式喷管在低空压强比下达到92%-95%,双钟型喷管低空下为96%-98%,高空下则都在95%左右.
- 王一白覃粒子刘宇廖云飞王长辉
- 关键词：航空航天推进系统塞式喷管
