刘志让
- 作品数：11 被引量：14H指数：2
- 供职机构：中国航天推进技术研究院更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划载人航天领域预先研究项更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 火药起动系统双喉道管路特性分析被引量：1
- 2010年
- 起动系统工作特性是液体火箭发动机研究的重点之一。对于采用火药起动器起动的液体火箭发动机,火药起动器后双喉道管路对起动系统的功效以及发动机的起动性能影响巨大。针对火药起动器以及起动器后双喉道燃气管路建立了计算模型,并通过试验数据对模型进行了验证。利用模型计算分析了火药起动器喷管喉部直径、起动器喷管扩张比、起动器及涡轮喷嘴喉径比等参数对火药起动器和燃气管路工作特性的影响。根据管路的工作特性,提出了一种双喉道燃气管路的设计方法。
- 孙海雨刘志让明磊
- 关键词：液体火箭发动机起动特性数值仿真
- 高压补燃液氧/煤油发动机弹性金属密封技术探讨被引量：2
- 2014年
- 讨论了弹性金属密封的弹塑性密封机理,回顾了国内外低温液体火箭发动机弹性金属密封技术的发展历程。结合高压补燃液氧/煤油发动机的工作特点,分析了发动机管路静密封所采用的Э形弹性金属密封、K形弹性金属密封、碟形弹性金属密封以及软金属密封的密封特性,从密封结构设计、密封材料选择、预紧载荷控制以及加工制造工艺四个方面总结并提出了影响高压补燃液氧/煤油发动机弹性金属密封性能的技术要点。针对当前国内高压补燃液氧/煤油发动机弹性金属密封的理论研究及工程应用现状,建议加强弹性金属密封技术的基础理论研究,完善弹性金属密封的结构设计方法并进行相应的预紧力偏差设计研究。
- 雷征刘志让陈建华付平
- 高压补燃发动机э形弹性金属密封机理研究被引量：3
- 2014年
- э形弹性金属密封是一种适用于大通径、低温、高压密封环境的金属密封结构,已成功应用于高压补燃液氧/煤油发动机液氧管路密封。针对100吨级高压补燃发动机中的э形弹性金属密封,建立了其非线性有限元弹塑性分析模型,基于ABAQUS 6.10进行了仿真计算,得到了4个密封面的接触面积和接触应力随预紧载荷的变化规律,确定了各密封面形成的先后顺序。对于密封机理的研究结果表明,э形环刚度过大是造成э形密封装配困难的根本原因。
- 雷征刘志让陈建华白旭东
- 过氧化氢/煤油双组元推力室催化分解点火研究被引量：2
- 2003年
- 针对小推力过氧化氢/煤油推力室催化分解点火进行研究。作为过氧化氢/煤油双组元发动机的技术途径之一,还可扩展应用于催化分解点火火炬、补燃循环发动机中。推力室采用细颗粒催化剂床分解90%浓度过氧化氢(90%H_2O_2),分解的高温燃气使煤油雾化、蒸发和点火并且自维持燃烧。研究工作包括了催化剂床和气液喷注器的设计、单组元分解特性、双组元点火可靠性、工作效率及稳定性研究。试验中采用热容式燃烧室,催化剂床采用轮毂式分配板和多孔式床支板,并检验了不同结构的分解燃气与燃料喷射、混合情况。研究结果显示,催化分解点火可靠性高,工作稳定,燃烧效率在95%以上。
- 凌前程林革刘志让
- 关键词：过氧化氢推力室点火
- 微波电热推进系统应用研究
- 2001年
- 空间推进系统作为航天器的重要部分,其性能、质量、寿命和可靠性等参数直接影响着航天器的工作状况。本文首先介绍空间推进系统的种类及其特点,其次阐述了电推进系统的主要特点,最后重点描述了微波电热推进系统的特点、系统结构,并对微波推进系统用于航天器的轨道转移和位置保持进行了理论分析。分析结果表明,微波电热推进系统具有比冲适中、寿命长、推力范围宽、羽流污染小和系统兼容性好等优点。既可用于复合式推进系统,进行航天器的位置保持、姿态调整等,也可单独完成航天器的轨道转移、星际航行和位置保持等任务,具有广阔的应用前景。
- 韩先伟毛根旺何洪庆刘志让
- 关键词：空间推进系统
- 攀登动力高峰
- 2016年
- 航天推进技术研究院（六院）,是我国唯一集运载火箭主动力系统、轨姿控动力系统及空间飞行器推进系统研究开发、设计生产、试验及配套服务为一体的大型科研生产联合体。伴随着航天事业走过60周年的辉煌征程,六院为中国航天研制交付了上百种质量可靠、性能卓越的火箭发动机和空间推进系统。
- 刘志让黄亮
- 关键词：科研生产联合体液体火箭发动机空间飞行器装备国产化发动机研制军工文化建设
- 火药起动系统对发动机起动性能的影响分析被引量：2
- 2012年
- 针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。
- 孙海雨刘志让
- 关键词：液体火箭发动机起动系统数值仿真
- 燃气发生器点火接力过程对发动机起动性能的影响被引量：1
- 2021年
- 以开式循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其强迫起动特性进行研究。搭建了发动机起动过程的系统级仿真模型,计算得到的性能参数曲线与试验数据相吻合,验证了仿真模型的准确性。进一步分析了燃气发生器点火接力过程对发动机起动性能的影响。结果表明:在燃气发生器采用富氧点火时,当燃料副阀打开早,燃气发生器与火药起动器共同工作时间长,发动机起动加速性好,但起动参数超调量大;当燃料副阀打开晚,燃气发生器中积存的氧化剂多,点火时温度峰、压力峰大;燃气发生器需在火药起动器压力迅速下降前点火,以防止积存的氧化剂与高温富燃的火药燃气以当量混合比在涡轮入口处反应,从而释放大量热量;当氧副阀打开时间晚,可适当减小氧副阀与燃料副阀打开时差,以减小点火温度峰及压力峰。
- 姜垒刘上刘志让韩红伟
- 关键词：液体火箭发动机数值仿真
- 补燃发动机完全自身起动过程富氧燃气温度控制被引量：2
- 2020年
- 为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计算结果,分析了起动过程中发生器富氧燃气温度的变化过程,进一步分析了产生3个温度极大值的原因。通过仿真研究,分析了不同起动参数对富氧燃气温度峰值的影响。结果表明:提高发生器氧化剂流量和减缓发生器燃料流量增速可以降低富氧燃气温度峰值,具体措施有提高氧化剂贮箱压力、减小供应管路长度、提高副路转级阀的作动压力和减小其转级速率。
- 管杰刘上刘志让
- 关键词：液体火箭发动机补燃循环
- 液体亚燃燃烧室点火装置工作特性数值研究被引量：1
- 2013年
- 基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用CFD-ACE+流场计算软件,对液体亚燃燃烧室点火装置单独工作时的稳态流场进行了数值模拟。在试验验证的基础上分析了点火器室压、点火导管内径和导管的结构形式对火焰点火性能的影响。结果表明:当点火器室温和燃气流量恒定时,若保持管道的扩张比不变,选用较低室压的点火器更利于点火;在一定范围内增大导管内径可以提高火焰的点火性能;燃气在直管内的流动损失较小,出口射流的速度较高,穿透深度较大,带弯头的点火导管出口火焰特征类似,有无弯头对火焰的影响很大,而角度差异产生的影响很小。
- 陈博林木吴宝元刘志让
- 关键词：点火装置数值模拟
