李博
- 作品数：4 被引量：14H指数：3
- 供职机构：北京理工大学宇航学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金航天支撑技术基金航天科技创新基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理更多>>
- 流体喉部推力调节特性实验被引量：6
- 2015年
- 采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.
- 郭常超于新宇李博谢侃魏志军王宁飞
- 关键词：固体火箭发动机二次流推力矢量
- 高氧气浓度甲烷不稳定燃烧实验研究被引量：6
- 2020年
- 采用无回火的急速混合管状燃烧技术,以二氧化碳和氧气的混合气体为氧化剂,基于CH~*自发光高速摄影图像及同步声压曲线,分析氧气浓度β=0.67的甲烷富氧燃烧特性。研究发现当量比0.6~1.0之间的火焰结构呈周期性变化,其频率与燃烧室内声压振荡频率一致,均为高频振荡。分析结果表明,燃烧器内的富氧燃烧振荡模式属于轴向声学共振。混合气体当量比由0.6增至1.0,热释率提高,热释率脉动与声压耦合增强,低频声压幅值减小,高频声压幅值增大,低频振动能量向高频振动能量转变,频谱特性由具有两个特征频率的周期性振荡转变为只有一个高频的周期振荡燃烧。
- 赵晓尧石保禄李博马康余筱王宁飞
- 关键词：富氧燃烧不稳定燃烧
- 固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性被引量：1
- 2016年
- 针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.
- 李博于新宇谢侃郭常超魏志军王宁飞
- 关键词：固体火箭发动机二次流推力矢量
- 固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性被引量：4
- 2015年
- 为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。
- 谢侃李博郭常超王宁飞
- 关键词：固体火箭发动机二次流冷流实验
