陈林泉
- 作品数：60 被引量：343H指数：12
- 供职机构：中国航天科技集团公司第四研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国防科技重点实验室基金国家重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术一般工业技术交通运输工程自动化与计算机技术更多>>
- 石墨渗铜喉衬材料的微观结构与抗热震性能被引量：19
- 2003年
- 采用粗粒级高强石墨加压渗铜工艺,制备了石墨渗铜(CIG:copper-impregnated graphite)喉衬材料。对其微观结构与抗热震性能的关系进行了研究。结果表明,由于渗铜提高了原石墨的热导率及整体增韧的综合效果,使石墨渗铜材料比通用的5种石墨材料具有更好的抗热震性能,更好地适应了小型高性能战术导弹、航天飞行器高压强大流量SRM对喉衬材料的要求。
- 苏君明陈林泉王书贤侯晓李桂林郝志敏程文
- 关键词：微观结构抗热震性能喉衬材料热导率航天材料
- 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室掺混燃烧数值研究被引量：13
- 2012年
- 根据国外研究机构的直连式试验数据,设计了固体燃料超音速燃烧室模型,建立了超音速燃烧数值计算的数学模型,通过数值模拟获得了超音速燃烧室流场内的气体状态参数分布。结果表明,超音速燃烧室静压随轴向距离的增加而逐渐降低;流场中心区域为混合超音速流动,而后向台阶的圆周区域为亚音速流动;燃烧效率随轴向距离的增加而增加。
- 刘伟凯陈林泉杨向明
- 关键词：超燃冲压发动机固体燃料燃烧效率
- 不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响被引量：3
- 2008年
- 采用涡团耗散模型和化学动力学控制的碳粒子燃烧模型对中心进气固体火箭冲压发动机反应流场进行数值计算,分析了不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行比较。研究结果表明:随着入口空气流量的增加,补燃室尾部压强升高,燃烧效率增加,而补燃室尾部温度降低。
- 郑凯斌陈林泉张胜勇
- 关键词：固体火箭冲压发动机燃烧效率
- 整体式固体火箭冲压发动机进气道设计技术研究
- 进气道是整体式固体火箭冲压发动机的重要部件之一,进气道设计是弹机一体化设计工作中举足轻重的因素,对发动机性能亦影响巨大。为了获得较高的进气道总压恢复系数、流量系数,本文从理论计算、吹风试验两方面进行综合研究,设计并考核了...
- 李岩芳魏和平陈林泉
- 关键词：冲压进气道
- 文献传递
- 固体火箭发动机后效推力计算被引量：8
- 2004年
- 为提高导弹的精度,对固体火箭发动机后效推力进行了理论分析和计算。首先用一维两层模型计算绝热层内部温度场,建立了绝热层表面能量和质量守恒方程,得到后效段绝热层各时刻的热解气体质量和烧蚀质量,再采用经典流体力学理论对后效段发动机内弹道进行了一维计算,而后计算发动机的后效推力。计算结果表明,发动机工作结束后的后效推力迅速减小。
- 丁海河侯晓陈林泉
- 关键词：固体火箭发动机绝热层内弹道烧蚀表面能
- 硼粒子直径对点火位置及燃烧效率的影响研究被引量：20
- 2004年
- 采用颗粒轨道模型对非壅塞固冲发动机补燃室内不同直径硼粒子的点火及燃烧进行了数值模拟。其中,气相反应简化为一种等效气体的燃烧,硼粒子与O2的燃烧反应模型采用涡耗散模型。硼粒子的点火过程采用King模型,燃烧过程采用化学动力学控制的燃烧模型。结果表明,直径较小的硼粒子能够在补燃室头部点火,且能随气流旋转,驻留时间较长,燃烧较为充分,直径较大的硼粒子与此相反。
- 霍东兴陈林泉刘霓生叶定友
- 关键词：补燃室化学动力学燃烧效率燃烧反应耗散
- 斜切反喷管性能分析被引量：7
- 1999年
- 固体火箭发动机前端斜切反喷管，其结构简单、作用时间短，气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。本文从雷诺平均的非定常ＮａｖｉｅｒＳｔｏｋｅｓ 方程出发，结合采用ＢｏｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ 代数湍流模型，利用时间相关法及ＭａｃＣｏｒｍａｒｋ 两步显格式做数值求解，模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分布相一致。该方法可应用于斜切反喷管的性能预估分析。
- 陈林泉侯晓
- 关键词：数值模拟喷管流场火箭发动机NS方程
- 固冲发动机补燃室冷流掺混效果与燃烧效率对比研究被引量：9
- 2006年
- 在燃气参数相同的条件下,定量分析了多种空气进气形式下的冷流掺混效果和燃烧效率,对其反应流场进行模拟,得到各自的燃烧效率曲线。通过掺混效果和燃烧效率的对比研究,结果表明,冷流掺混效果并不能完全反映二次燃烧效率,原因在于冷流流场分析仅考虑了纯气相流场的掺混效果,而未考虑两相流作用;金属粒子滞留时间对燃烧效率有很大影响。研究结果还表明,提高补燃室燃烧效率,除改善掺混效果外,还应设法延长金属粒子滞留时间。
- 霍东兴何国强陈林泉刘霓生叶定友
- 关键词：固体火箭冲压发动机燃烧效率
- 高能固体火箭发动机爆炸冲击波毁伤效应研究被引量：7
- 2008年
- 采用解析计算法,计算了NEPE高能复合固体推进剂的爆速和爆压。通过对冲击波超压进行计算,确定了超压与距离的关系,并与试验结果进行了对比。通过研究冲击波在空气中的衰减情况,确定出推进剂爆炸后的安全范围。研究结果表明,在无掩蔽的情况下,高能固体火箭发动机爆炸冲击波超压对人员有杀伤作用的距离为82 m,爆炸后人员的安全距离为120 m。
- 陈林泉毛根旺张胜勇
- 关键词：固体火箭发动机毁伤效应
- 采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究被引量：4
- 2008年
- 根据不同推进剂及目前热防护材料的性能特点,采用了一种组合药柱的新方法,用来降低喷管内表面的温度和烧蚀率。该方法的主要设计思路是将药柱形式分为前后两段,靠近发动机头部段使用高能推进剂,靠近喷管段使用低燃温推进剂。低燃温推进剂占总推进剂质量百分比的很少一部分。使用这样的组合药柱形式,低燃温推进剂燃烧产生的气体会在喷管内表面形成一层低温帘幕,从而降低喷管内表面的温度和烧蚀率,使高能推进剂在固体火箭发动机设计上得到应用,并有助于提高发动机的质量比。
- 陈林泉毛根旺陈军涛
- 关键词：固体火箭发动机喷管烧蚀
