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梁国柱
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- 所属机构:北京航空航天大学宇航学院
- 所在地区:北京市
- 研究方向:航空宇航科学技术
- 发文基金:国家高技术研究发展计划
相关作者
- 郭红杰
- 作品数：27被引量：35H指数：5
- 供职机构：北京航空航天大学宇航学院
- 研究主题：爆震波 液体火箭发动机 液体推进剂火箭发动机 点火器 点火技术
- 马彬
- 作品数：46被引量：90H指数：7
- 供职机构：北京航空航天大学
- 研究主题：塞式喷管 液体推进剂火箭发动机 点火 火箭发动机 点火器
- 何允钦
- 作品数：13被引量：9H指数：2
- 供职机构：北京航空航天大学宇航学院
- 研究主题：固体火箭发动机 燃面 程函方程 燃气发生器 点火
- 张国舟
- 作品数：108被引量：76H指数：6
- 供职机构：北京航空航天大学宇航学院
- 研究主题：热沉 液氦 液氮 点火 真空容器
- 张振鹏
- 作品数：128被引量：621H指数：14
- 供职机构：北京航空航天大学宇航学院
- 研究主题：液体火箭发动机 火箭发动机 故障诊断 数值模拟 液体推进剂火箭发动机
- 液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究被引量：7
- 2005年
- 对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.
- 郭红杰梁国柱马彬张振鹏
- 关键词：火箭发动机爆震点火点火系统
- 基于S_1,S_2流面理论的液体火箭发动机涡轮内部流场计算被引量：2
- 2008年
- 应用S1,S2流面理论对某大型液氢/液氧火箭发动机涡轮泵的两级轴流式涡轮内部跨声速流场进行计算和分析。流面的求解采用流线曲率法。将混合平面法的思想用于流线曲率法的求解过程中,对动、静叶排之间的相互干扰进行处理,将复杂的非定常问题简化为定常问题,从而简化计算。粘性的影响通过几种损失系数进行修正。计算结果较好地描述了涡轮内部的流动情况,为进一步完善涡轮设计、提高涡轮性能提供了理论依据。
- 马冬英梁国柱
- 关键词：液体推进剂火箭发动机涡轮跨音速流
- 减压阀圆平膜片有限元建模与仿真被引量：2
- 2011年
- 针对减压阀圆平膜片的传统设计方法存在效率和精度较低等缺陷,使用ABAQUS建立了某型减压阀的圆平膜片及其附属结构的有限元模型,完整地模拟实际的装配与工作过程。展示该模型在不同工作参数作用下的应力分布和变形,对膜片在额定工况下的应力分布进行分析,并讨论气压载荷、位移载荷以及附属结构的压紧力对膜片的应力分布和变形所造成的影响。结果显示膜片在底硬芯边缘附近和夹持环边缘附近会出现剧烈的应力变化,应力值超过了材料的屈服极限;在额定的工作参数下,膜片的应力分布主要受压强载荷的影响,而且附属结构的压紧对于降低膜片的应力值有非常大的作用。
- 雷宗琪郭红杰梁国柱
- 关键词：有限元数值仿真
- 用于固体火箭发动机总体参数选择的两条曲线被引量：3
- 1997年
- 从最小质量的观点出发，分析了合理地选择燃烧室工作压强和喷管膨胀比这两个固体火箭发动机总体参数的问题。用迭代法求解，给出了两条工程上行之有效的曲线──最佳燃烧室工作任强随喷管膨胀比ε的变化曲线和最佳喷管膨胀比ε*随燃烧室工作压强pc的变化曲线。ε*=f2（pc），从而可得到燃烧室压强和喷管膨胀比的最佳选择。
- 梁国柱张中钦
- 关键词：固体火箭发动机
- 基于CFD的多级推力固体火箭发动机轴对称喷管型面优化与高精度性能预估被引量：4
- 2014年
- 针对多级推力固体火箭发动机轴对称喷管的特点,以CFD流场仿真为基础,通过运用合理的模型简化、动态网格、并行仿真等技术和优化策略,建立了合适的喷管流场仿真模型和型面优化模型,实现了基于CFD仿真的喷管型面优化方法,解决了计算规模过大、计算不稳定的问题,能够高效和稳定地对喷管型面进行优化设计计算,同时通过对不同工作段流场的分析和综合计算,实现对喷管的高精度性能预估。计算实例验证了此方法的有效性。此方法的应用,为进一步挖掘喷管潜能、提高喷管设计水平提供了切实可行的途径。
- 陈伟梁国柱
- 关键词：喷管
- 吸气式旋转爆震发动机热力循环过程分析与性能计算被引量：2
- 2023年
- 为了快捷有效地指导发动机设计,有必要建立快速准确地获取吸气式旋转爆震发动机性能参数的计算方法。以飞行条件、发动机关键几何参数以及进气道和喷管的特性参数作为输入参数,通过将隔离段内复杂运动激波简化为正激波实现旋转爆震燃烧室与上游隔离段的压力匹配,应用二维特征线方法对燃烧室内复杂流动进行快速准确模拟,建立了吸气式旋转爆震发动机热力循环过程分析模型,计算得到发动机关键截面流动参数和发动机性能参数。以氢气和乙烯为燃料研究了进气道压缩温升、进气道喉道与燃烧室面积比以及余气系数对发动机性能的影响。结果表明:在一定的条件下进气道压缩温升和进气道喉道与燃烧室面积比的增加有利于发动机比冲性能的提升,但面积比的增加将导致发动机工作马赫数范围变窄,以氢气为燃料,余气系数为1,当面积比从0.3增至0.5,发动机工作马赫数范围由2.5~5收窄至3.5~5,而Ma=5状态最大比冲提升7%;在一定范围内余气系数增加有利于发动机比冲性能的提升,但将导致单位推力降低,以氢气为燃料,面积比为0.4,余气系数由1增至1.67,在Ma=3,4和5状态点,最大比冲性能分别提升25.4%,23.5%和20.3%,但最大单位推力分别降低24.7%,25.9%和27.9%;以乙烯作为燃料,发动机比冲和单位推力随进气道压缩温升的变化趋势与氢气一致,但性能偏低。研究提出的热力循环模型和计算方法实现了吸气式旋转爆震发动机性能的快速计算。
- 李冬凌文辉张义宁梁国柱孟皓周林
- 关键词：吸气式热力循环
- 运载火箭注气式蓄压器联通孔流量特性数值仿真研究
- 2023年
- 运载火箭注气式蓄压器存在主流垂直流动对联通孔内水平流动的影响,如果采用一维经典流体力学方法计算联通孔流量系数会产生很大误差。针对这一问题,采用计算流体力学方法,在不同主管流速的条件下,对单个联通孔内的流体流动进行三维稳态数值仿真研究。研究表明,联通孔流动同时具有T型三通管流动和孔板流动的特点。受主流垂直流动的影响,联通孔内流动呈现出明显的不对称性和非线性特征,流速比小于-2.54或大于1.29时的流量系数相对变化超过15%。根据仿真结果,给出了考虑主管流速的联通孔流入和流出流量系数拟合式,以及流量系数相对变化量和流速比的关系式。
- 史童梁国柱潘辉胡久辉
- 关键词：液体运载火箭蓄压器
- 空空导弹固体发动机内弹道对导弹后体流场非定常影响的数值模拟被引量：1
- 2014年
- 空空导弹高空工作过程中,外部的超声速来流与其固体火箭发动机的尾部喷流相互作用,形成复杂的非定常尾部干扰流场,影响导弹后体的工作环境。为了探寻发动机内弹道对导弹后体结构的非定常影响,采用双组分气体的非定常CFD仿真模型对某空空导弹发动机工作期间的喷管内流场和导弹外流场进行一体化数值模拟,研究了由多个自由剪切层、激波、膨胀波等组成复杂干扰流场的结构,以及在发动机内弹道和外流速度的非定场效应影响下其变化过程,在此基础上定量分析了由此引起的尾流的温度和燃气的扩散,以及在不同内弹道阶段发动机对导弹后体结构产生的影响。计算结果表明,非定常干扰流场在导弹后体附近产生不断变化的低速涡流区域,加速了温度和燃气的扩散,致使导弹尾端面区域受到高温气体冲刷,进而降低导弹后体结构的安全性。因此,空空导弹的后体设计有必要考虑并减少发动机内弹道与导弹外流的非定场影响对导弹后体安全性所造成的潜在威胁。
- 陈伟梁国柱
- 关键词：空空导弹固体发动机内弹道干扰流场
- 喷管化学反应流的对角化点隐式法求解被引量：1
- 1999年
- 采用弱耦合对角化点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，求解喷管的粘性化学反应流动，解决了控制方程组的刚性问题，又大大减少了常规点隐式方法中求逆矩阵的大量工作。对液氢液氧火箭发动机，采用６种组分、８个反应有限速率的化学反应模型和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，得到流场参数在喷管中的分布。计算结果表明，采用对角化点隐式方法求解化学反应喷管粘性流动能提高计算效率。
- 张化照梁国柱王慧玉
- 关键词：氢氧发动机喷管气流隐式法
- 爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用被引量：4
- 2006年
- 建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。
- 郭红杰梁国柱马彬刘宇信伟郑孟伟
- 关键词：液体火箭发动机爆震波点火器塞式喷管
