补燃循环液体火箭发动机启动过程的模块化仿真
液体火箭发动机实时故障仿真系统实现
液体火箭发动机实时故障仿真系统实现
吴建军;张育林;陈启智
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】1997(18)1
【摘要】基于液体火箭发动机故障诊断方法实时验证的需求，考虑目前微处理器的技术水平，通过对发动机全阶非线性动态数学模型合理的折衷处理，建立了发动机降阶非线性模型，发展了基于该模型的实时故障仿真计算方法及仿真软件系统。
仿真计算结果和实践表明，该模型在精确性、实时性等方面可以满足实时性验证的要求；实现的仿真软件系统具有良好的汉化人机交互界面，可操作性好，移植、维护、升级方便。
【总页数】5页(P26-30)
【关键词】液体推进剂;火箭发动机;实时系统;故障仿真
【作者】吴建军;张育林;陈启智
【作者单位】国防科技大学航天技术系
【正文语种】中文
【中图分类】V434.3
【相关文献】
1.液体火箭发动机基于神经网络的实时故障检测算法实现 [J], 黄强;吴建军;刘洪刚;谢廷峰
2.液体火箭发动机实时故障检测与报警原型系统的设计与实现 [J], 刘洪刚;谢廷峰;
丁伟程;吴建军
3.液体火箭发动机基于ATA算法的实时故障检测与报警系统实现 [J], 谢廷峰;刘洪刚;丁伟程;吴建军
4.液体火箭发动机泄漏故障实时仿真 [J], 王建波;于达仁;王广雄
5.液体火箭发动机故障实时仿真模型 [J], 陆曙军;张育林
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某固体火箭发动机点火启动过程的仿真研究
ρd Sd rd md =
0
0 ≤ed
<
3 L
2
ed
≥3 2
L
( 2)
mp = ρp Sr
( 3)
mt =
Φ2 Γ
pc At RcTc
pc > pdg ( 4)
0
p c ≤p dg
2π(R2 + RL 2R ed + 2ed 2 3ed L + L2 )
sd = 2π(R ed )(R 3ed + 3 L)
图 2 点火 启动阶 段仿真 曲线
3 结果分析与讨论
3. 1 点火药量对启动过程的影响 当 点火药 颗粒 度没有 变化 Pdg 为 0. 58 MPa 时
不 同点 火药质 量对 应的燃 烧室 压强 时间 曲线如 图 3 4 所示
图 4 燃烧室 压强 时间曲 线局部 放大图
图 中 曲线 1 2 3 4 对 应的点 火药质 量分 别 为 6 0g 8 0g 1 00g 120g 由仿真 结果 可以看 出 其他条 件一定 时 点火药 质量 越大 点火 启动时 间 越短 初始 压强峰越高 3. 2 点火药颗粒度对启动过程的影响
0 ≤ed < L
( 5)
L ≤ed <1 .5L
0
ed = 1.5 L
式( 2) ~( 5) 中 ρd 为点火 药密度 Sd 为点火 药总 燃 烧面积 rd 为点 火药 燃速 ed 为点 火药燃 去肉 厚 L 为点 火药 片特 征 高度 ρp 为装 药密 度 Φ2 为 流
量修正 系数 Γ为比 热比 函数 Γ = k
2
k+1 2 k1
k +1
At 为喷管 喉部面 积 pdg 为防 潮堵盖 吹脱 压力 sd 为
液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真
液体火箭发动机试验台贮箱增压系统模块化仿真
陈阳;高芳;张振鹏;陈锋
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2005(20)2
【摘要】采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型,运用模块化建模与仿真方法和Fortran90语言进行了某液体火箭发动机试验台贮箱增压系统工作过程的仿真,获得了细致的管网状态参数分布曲线,为分析贮箱增压系统的工作过程及各组件的作用提供了数值依据。
数学模型和模块化建模与仿真方法显示出较好的有效性和通用性。
【总页数】6页(P339-344)
【关键词】航空、航天推进系统;液体推进剂火箭发动机;试验台贮箱增压系统;数值仿真;模块化
【作者】陈阳;高芳;张振鹏;陈锋
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院;北京航天试验技术研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V434.3
【相关文献】
1.液体火箭贮箱闭式增压系统仿真研究 [J], 迟鹏阳;赵鸿飞;肖冉;张小丹
2.低温推进剂贮箱增压系统分布参数数值仿真(Ⅱ)增压系统数值模型与仿真结果[J], 陈阳;张振鹏;杨思锋;瞿骞;陈锋;朱子环
3.液体火箭发动机试验台气液管路系统故障仿真及分析 [J], 张青松;张振鹏;杨雪;陈锋
4.低温推进剂贮箱增压系统分布参数数值仿真(Ⅰ)贮箱的有限体积模型 [J], 陈阳;高芳;张振鹏;杨思锋
5.液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真 [J], 陈阳;张振鹏;瞿骞;朱子环因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
火箭发动机燃烧室的流场模拟与分析
火箭发动机燃烧室的流场模拟与分析一、引言随着航空、航天技术的不断发展，火箭发动机的性能要求越来越高。
火箭发动机的燃烧室是其核心部件之一，其内部流场的复杂性直接影响到燃烧室的燃烧效率和稳定性。
因此，燃烧室的流场模拟与分析已成为火箭发动机设计与开发过程中不可缺少的一部分。
二、火箭发动机燃烧室的流场特性火箭发动机燃烧室内部的流场特性具有以下几个特点：1. 高温高压火箭发动机燃烧室内部温度可以达到几千度，压力也可以达到几百倍大气压，极具挑战性。
2. 高速湍流火箭发动机燃烧室内部的气体流动呈现高速湍流，涡流的涡旋尺度很小，经常速度与尺度相互作用。
3. 化学反应燃料和氧化剂在燃烧室内进行化学反应，产生一系列有害副产物，如氮氧化物、一氧化碳等，会导致燃烧室的腐蚀和热损伤。
三、火箭发动机燃烧室流场模拟方法目前，流场模拟方法主要有数值计算方法和实验方法两种。
1. 数值计算方法目前，数值模拟方法是研究火箭发动机燃烧室流场的主要手段之一。
该方法通过数值计算对燃烧室内部流体流动、传热和化学反应等进行全面的计算，并得出相关的流场参数和燃烧效率。
数值模拟方法主要包括CFD方法和DSMC方法两种，CFD多用于低高度低速飞行器的流场计算，而DSMC方法在高高度高速飞行器研究中具有重要的地位。
2. 实验方法实验方法是燃烧室流场研究的直接手段。
实验方法主要包括流量计、压力计、温度计、光学测试和仪器测试等。
实验方法可以准确测量燃烧室内部的相关参数，对数值模拟结果进行验证和修正。
四、火箭发动机燃烧室流场的数值模拟技术火箭发动机燃烧室流场的数值模拟技术主要有以下几个方面：1. 网格生成技术网格生成技术是燃烧室流场模拟中最基本和重要的环节。
燃烧室网格应当是非常细密和均匀的，以准确表示燃烧室内部的流动和化学反应。
目前，火箭发动机燃烧室流场模拟中采用的网格主要包括结构网格、非结构网格、混合网格和移动网格等。
2. 数值计算方法数值计算方法主要包括CFD方法和DSMC方法两种。
CFBB燃烧系统的工程模块化仿真模型研究
CFBB燃烧系统的工程模块化仿真模型研究河北电力职工大学(河北保定 071051) 于永杰华北电力大学(河北保定 071031) 高建强王兵树摘要：介绍了工程模块化建模方法，并在STAR-90一体化仿真支撑系统下，开发了CFBB燃烧系统的主要过程的仿真算法，并建立了保定热电厂450 t／h CFBB 燃烧系统的工程模块化仿真模型，进行了仿真试验。
结果表明所建立的模型运行稳定，可以正确反映实际系统的工作过程。
工程模块化的CFBB燃烧系统仿真模型，通过合理的系统分解和模块结构设计，模型的表现形式与实际过程的流程相似，更利于用户理解和掌握。
关键词：循环流化床燃烧系统仿真模型模块化循环流化床(简称CFB)作为煤的洁净高效燃烧技术，正越来越受到各国重视。
循环流化床锅炉(简称CFBB)具有燃料适应性广、燃烧效率高、负荷调节好、SO X和NO X 排放量低等优点，显示出旺盛的生命力。
由于循环流化床内燃烧及流动过程非常复杂，其流动、燃烧和换热机理仍在不断的研究探索之中。
对CFBB进行仿真分析仍然是目前国内外非常重视的课题。
然而，对于商用CFBB，特别是220 t／h以上级的大型CFBB，由于技术保密等原因，很少能够见到有关其模型的报导［1］。
此外，我国投入运营的大型CFBB机组还很少，运行经验不足，这些都给大型CFBB仿真模型的开发带来困难。
本文的研究工作是针对正在施工建设中的保定热电厂450 t／h CFBB而进行的。
它也是目前国内消化引进技术制造的单机容量最大的CFBB机组，与实际机组同时建设一套仿真机培训系统。
根据生产需要，要求仿真机先于实际机组投产，用于技术人员培训，待实际机组投产后，再对仿真模型进行总体消缺。
因此，仿真机的开发工期短，仿真模型后期潜在的修改、扩充和维护工作量大，这就要求采用灵活方便的建模方法与先进的仿真支撑系统，以保证该仿真培训系统的顺利完成和有效的使用。
华北电力大学开发的STAR-90一体化仿真支撑系统，经过十几年不断的发展，已经成功地应用于60多套仿真培训和研究系统中，其中出口1台320 MW油气混燃电站全仿真机。
凝胶推进剂火箭发动机工作过程仿真研究
维普资讯
动
力
学
与 控
制
学
报
２０ ０ ７年第 ５卷
数并套上管道ｐ ｒ的具体参数就可以建立所有管道 ａ ｔ 的仿真模型 ， 使得所建立的微分方程具有通用性．
（ １ 式 变 为 Ｉ）
ｉ ２， ， ＝ … Ⅳ Ｘ ｉ
：
ａｐ ，
，
（） １
：
ｇ —ｇ ， １ … ， 一 … ， Ｎ一１
（ ｚ ２ ）
式 中 Ｒ ＝ｔ（ Ａ） ａ ＝ １ ／ Ｎ ） ｈ ＝ｈ Ｎ， ＝ ／ Ｎ ，ｐ ４ｒ （ ｄ ， ／ ／ Ｎ ， 管道 容 积 ，是 管道 长度 ， 管道 内 （ Ｋ） Ｖ是 Ｚ ｄ是
流 时 的微 分 方程 为 ：
流体 ， 其流变特性不 同于符合牛顿流体规律的常规
液体 推进 剂 ， 的应 用 对发 动机 系 统 的设 计 和试 验 它 提 出 了新 的课 题 ． 献 ［ ］ 析 了偏 二 甲肼 胶 体 的 文 ４分 粘度 与 时间 、 温度 、 切 速 率 及 金 属 粉 末 含 量 之 间 剪
若 把一 根管 道分 为 Ⅳ段 ， 会 形 成 ２ 这 Ｎ个 独 立 变量 ， 们是 Ⅳ个 压 力 Ｐ 和 Ⅳ个 流量 结 合文 献 它 ［］ ７ 中管 内凝 胶 推 进 剂 速 度 随径 向的 分 布 公 式 和 文献 ［ ］ 的建模 方 法 ， 出凝 胶 推 进剂 流 动 为 层 ８中 导
引 言
凝胶 推 进剂 是 在 液体 推 进 剂 中加 入 固体 颗 粒
模型 ， 然后进行其工作过程通用仿真． 这样 ， 既提高
了程 序 的通用 性 ， 大减少 了程序 的修 改难度 ． 又大
１ １ 管 道模 块 ．
火箭发动机结构与设计-液体火箭发动机总体设计
一、绪论火箭发动机是一个依靠推进剂燃烧产生高压气体，并通过一个特殊形状的喷嘴膨胀而产生推力的简单设备。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
液体火箭发动机采用的液体推进剂，是在高压气体的挤压下进入燃烧室的。
推进剂通常由液体氧化剂和液体燃料组成。
在燃烧室内，推进剂通过化学反应（燃烧）的形式，将气体燃烧产物加压和加热，并通过喷嘴高速喷出，从而传递给发动机一个反向动量，使火箭获得推力。
一个典型的液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。
图1 液体火箭发动机示意图二、设计任务及要求提出并设计一个2~3级的液体火箭发动机方案，将一吨的有效载荷送至近地轨道。
推力等参数自定。
要求给出所选用推进剂种类，推力大小，比冲、总冲及推喷管面积比等发动机的基本参数。
三、设计思路1、选用二级液体火箭；2、发动机采用泵压式系统；3、选取氧化二氮、偏二甲肼为一级发动机推进剂，选取液氧、煤油作为二级发动机推进剂；4、确定发动机其他主要参数。
四、设计步骤1、确定火箭发射重量及推进剂质量设计要求将有效载荷为1t的载荷送入近地轨道，参照长征二号火箭CZ-5-200（近地轨道有效载荷1.5t，起飞质量82t）设定所需设计火箭总质量为64t；推进剂质量一般占火箭总质量85%~90%左右，依次为依据，设定推进剂质量为54.4t，则火箭结构质量（包括火箭发动机净重）为8.5t。
2、推进剂的选择根据中国典型液体火箭发动机性能参数表选取N2O4/偏二甲肼（YF-20）作为第一级发动机的推进剂，其真空推力为780kN，真空比冲为2840m/s，燃烧室压力为6.98MPa；选取选取液氢/液氧（YF-73）作为第二级发动机的推进剂，其真空推力为44.43kN，真空比冲为4119m/s，燃烧室压力为2.63MPa又根据齐奥尔可夫斯基公式V=∑I spi ln m oi m kini=1其中I spi—第i级发动机的真空比冲；m oi—第i级火箭的起飞质量；m ki—第i级的停火质量；n—火箭级数。
某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真
固 体 火 箭 技 术
第 ３ 卷第 １ ｌ 期
Ｊｕ ｎ ｌ ｆＳ ｌ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ｏ ｒａ ｏｉ Ｒｏ ｋ ｔ ｃ ｎ ｌｇ－ ｏ ｄ Ｔ
某 固体 火 箭 发 动机 点 火 启 动过 程 三维 流场 一体 化 仿真①
ｃ ａ ｅ ｎ ｏ ｚｅｄ ｒ ｇｉｎ ｔ ｎ Ｓ ｒ ｕ ｆ ｔｒｗ ｒ ａｃ ｌｔｄ ｂ ａ ｓｏ Ｄ ｆ ｗ ｅ ｄｇ ｖ ｒ ｉ ｇｅ ｕ ｔ ｎ ｄｆ ｉ ｏ ｕ ｈ ｍｂ ｒａ ｄ ｎ ｚｌ ｕ ｉ ｉ ｏ ｌｔ ｐ ｏ ｏ ｅ ｅｃ ｕ ａｅ ｙｍｅ ｎ ｆ ｏ ｆ ｌ ｏ ｅ ｎ ｑ ａｉ ｓａ ｎ ｔ ｖ ｌ ｍｅ ｎ ｇ ｉ ａ— ｍｏ ｌ ３ ｌ ｉ ｎ ｏ ｎ ｉ ｅ ｍｅ ｏ ． ｈ ｇ ｉ ｏ ｏ ｎ ｆ ｔｒｇ ａｎ ｆ ｓ ｙｏ ｃｌ ｅ ｔ ｈ ｔ ｒ ｉ ｆ ｈ ｒ ｉ ｎ ｐ ｅ ｄ ｄ ｔｗ ｄ ｌ ｉ ｃ ｏ ｓ Ａｔ ｈ ｅ ｉ — ｈ ｔ ｄ Ｔ ｅ ｉ ｔ ｎ ｐ ｉ ｔ ｏ ｒｉ ｒｔ ｃ ｔ ｆ ｄ ａ ｅ ｓａ ｐ ｏ ｅｇ ａｎ ａ ｄ ｓ ｒ ａ ｅ ａ ｓａ ｒ ｔ ｎ ． ｅｂ ｇ ｎ ｎ ｉ ｏ ｍｏ ｉ ｌ ｒ ｔ ｔ ｔ ｏｒ ｌ ｄ ｅｉ ｔ
到 最 大值 。
关键词 ： 固体 火箭发动机 ； 喷管 ； 维流场 ； 三 有限体积 法
中图分类号 ：４ ５ ￣ ３ 文献标识码 ： Ａ 文章编号 ：０ ６２ ９ （０ ８ Ｏ － ０ － １０ － ３ ２０ ） １ ０ ８０ ７ ０ ６
Ｉ ｔ ｇ ａ ｅ ｉ ｕ ａ ｉ ｎ ｏ Ｄ ｏ ｆ ｌ ｕｒｎ ｎ ｅ ｒ ｔ ｄ ｓｍ ｌ ｔｏ ｎ ３ ｆ ｗ ｅｄ ｄ ｉ ｇ ｌ ｉ
ｃ ａ ｅ ， ａ ｒ ｓｕ ｅ ａｏ ｇ ａ ｉ ｉ ｃｉ ｎ ｂ ｃ ｍｅ ｇ ａ ｕ ｌ ｅ ｔ ． ｈ ｎ ｔｅ ｒ ｔ ｆｉ ｌ ｔｐ ｅ ｓ ｒ ｏ ｅ ｉ ｂ ｃ ｒ ｓ ｕ ｅ ｏ ｈ ｈ ｍｂ ｒ ｇ ｓ ｐ ｅ ｓ ｒ ｎ ｘａ ｄｒ ｔ ｅ ａ ｄ ａ ｙ ｇ ｎ ｌ Ｗ ｅ ｈ ａ ｉ ｏ ｎ ｅ ｒｓ ｕ ｅ ｔ ｘｔ ａ ｋ ｐ ｅ ｓ ｆｔ ｅ ｌ ｌ ｅ ｏ ｒ ｌ ｅ ｏ ｒ ｎ ｚｌ ｅ ｃ ｅ ｅ ｔ ｎ ｖ ｌ ｅ ｔ ｅｅ ｅ ｉ ｅ ｈ ｃ ａ ｅ ｉ ｅｄ ｖ ｒ ｅ ｔ ｏ ｚ ； ｉ ｅｉ ｃ ｅ ｓ ｆ ｒｓ ｕ ｅ ｒｔ ，ｈ ｈ ｃ ａ ｅ ｏ ｚｅ ｒ ａ ｈ ｄ ａ ｃ ｒａ ａｕ ， ｒ ｘｓ ｄ ａｓ ｏ ｋ ｗ ｖ ｔ ｉｅ ｇ ｎ ｚ ｌ ｗ ｔ ｔ ｎ ｒａ ｅｏ ｅ ｓ ｒ ａｉ ｔｅ ｓ ｏ ｋ ｗ ｖ ｉ ｈ ｔ ｎｈ ｎ ｅ ｈｈ ｐ ｏ
基于火焰面模型的推力室起动过程仿真
基于火焰面模型的推力室起动过程仿真
初敏;徐旭;许晓勇
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2013()3
【摘要】采用计算流体力学的方法,对氢氧火箭发动机推力室的起动过程进行了数值仿真。
起动的非定常过程由双时间步方法模拟,燃烧过程由稳态层流火焰面模型模拟,火焰面建库采用6组分8步反应的化学动力学模型。
按照地面试车时序进行推力室起动过程仿真,获得了起动过程的建压曲线以及详细的流场建立过程。
结果表明,经过点火瞬间压力松弛控制的稳态层流火焰面模型可用于火箭发动机的点火过程动态仿真,仿真得到的压力曲线与试车曲线相比符合良好。
【总页数】6页(P362-367)
【作者】初敏;徐旭;许晓勇
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院;北京航天动力研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V430
【相关文献】
1.基于MATLAB/SIMULNK的异步电动机仿真模型及起动过程的仿真
2.小推力泵压式发动机自身起动过程仿真分析
3.液体远地点发动机推力室工作过程数值仿真
4.改性小推力液体发动机推力室工作过程仿真
5.基于火焰面和射流模型的双模态冲压燃烧室一维性能计算
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基于SIMULINK的GE9FA重型燃机启动过程仿真研究
第40卷 第2期2011年6月 热力透平TH E RM AL TU R B I N E Vol .40No .2J un.2011基于S I M U L INK 的GE 9FA 重型燃机启动过程仿真研究张文杰,刘尚明,蒲星星,魏成亮(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)摘 要:针对GE 9F A 单轴重型燃气轮机的启动过程进行了建模研究,采用简化处理方法建立了压气机的低转速特性,在Matlab /SI M UL I N K 环境下建立了单轴重型燃气轮机启动过程数学模型,启动过程模型的仿真结果与现场的实际运行曲线的对比表明了本文得到的启动过程模型的正确性,能够满足工程使用的要求。
关键词:燃气轮机;启动建模;启动过程仿真;SI M UL I N K中图分类号:TK472 文献标识码:A 文章编号:1672-5549(2011)02-0125-05D ynam i c S i m ul a ti on Research of Full St artup Procedure ofGE 9FA Heavy 2D uty Ga s Turb i n es Usi n g S IM UL INKZHAN G W en 2jie,L IU S hang 2m ing,PU X ing 2xing,W E I Cheng 2liang(Key Labo ra t o ry fo r The r m a l Sc i ence a nd Pow e r Eng i ne e ri ng o f M i n istry o f Educa ti o n,D ep a rt m en t o f The r m a l Eng i ne e ri ng,Tsi nghua U n i ve rsity,B e iji ng 100084,C h i na )Abstract: This paper focuses on the modeling of the startup p r ocess of GE 9F A heavy 2duty gas turbines .Asi m p lified way has been adop ted t o esti m ate the perfor mance of comp ress or in l ow s peed range .A si m ulati on model for full startup si m ulati on of GE 9F A heavy 2duty gas turbines has been constructed in Matlab /SI M UL I N K .The si m ulati on results match with the field data and confir m the accuracy of the si m ulati on model in full startup p r ocedure .The results show that the model can satisfy the accuracy require ments in gas turbine syste m si m ulati on .Key words: gas turbine;startup p r ocedure;dyna m ic si m ulati on;SI M UL I N K收稿日期:2011-01-24作者简介:张文杰(1984-),男,汉族,山西临汾人,清华大学热能工程系在读硕士研究生,主要从事重型燃气轮机建模、仿真与控制研究。