杨建文
- 作品数：32 被引量：32H指数：4
- 供职机构：西安航天动力试验技术研究所更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划航天支撑技术基金上海市自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术文化科学动力工程及工程热物理更多>>
- 滚控发动机燃气引流方案研究
- 2014年
- 依据某型滚控发动机实际结构,设计了3种燃气引流方案,方案1采用喷管与引射直筒留有间隙的布局形式,方案2采用喷管嵌入引射筒、引射筒后部接弯管的布局形式,方案3采用喷管直接排入引射筒的布局形式。采用商业软件对3种方案的引流效果进行了数值仿真,仿真结果表明方案1结构简单、易于实施,能够满足燃气顺利排放条件;方案2能够满足燃气引流,但会产生较大轴向力;方案3也可满足燃气引流,但引射筒与喷管间隙较难控制;综合分析得到方案1适合该滚控发动机燃气引流。
- 付秀文杨建文石晓波周立新
- 关键词：数值仿真
- 燃气发生器的燃烧仿真分析方法、装置和计算机存储介质
- 本发明公开燃气发生器的燃烧仿真分析方法、装置和计算机存储介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决燃气发生器在进行燃烧仿真时的仿真精度低的问题。燃气发生器的燃烧仿真分析方法包括：获取燃气发生器燃烧过程对应的燃烧条件，燃烧条件包...
- 张晓军杨建文胡锦华胡海峰赵强杜飞平刘计武周立新王壮
- 一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室
- 本发明公开了一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室，包括采用耐高温疏松材料制作的火焰筒，燃烧室外壳体以及火焰筒之间形成的环形夹缝用于从燃烧室入口气流中取部分空气作为冷却气；冷却气沿着燃烧室的轴向在环形夹缝流动，与火焰筒...
- 付秀文杜泉张忠利杨建文唐小伟胡锦华王壮
- 文献传递
- 涡轮盘高温超速运行试验振动控制技术研究
- 针对液体火箭发动机涡轮盘在高温超速运转试验中所面临的问题,提出多种振动控制方法。针对工装和二级轮盘必须通过二阶临界转速等问题,制定了工装和二级轮盘柱状设计方案;针对高温传输导致轴承非正常运行的问题,创新性设计并生产了驱动...
- 秦洁王珺黄道琼杨建文
- 关键词：涡轮盘振动控制
- 一种发动机热力组件传热预测方法、装置及设备
- 本发明公开一种发动机热力组件传热预测方法、装置及设备，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中无法对发动机热力组件的传热进行实时动态预测的问题。方法包括：从构建完成的发动机传热数字孪生平台中获取发动机热力组件在传热过...
- 张晓军胡锦华胡海峰杨建文赵强杜飞平张江涛任孝文
- 一种液膜冷却轨姿控发动机推力室
- 本发明公开了一种液膜冷却轨姿控发动机推力室，推力室头部外侧设有第一推进剂腔室、推力室身部且位于中间位置外侧设有第二推进剂腔室；推力室头部壳壁上设有与第一推进剂腔室连通的多个第一喷孔；推力室身部壳壁上沿圆周方向均匀设有多个...
- 刘占一杨建文陈宏玉许婷杨尚荣王勇唐亮
- 一种集成式氧蒸发器
- 本发明属于火箭发动机领域，公开了一种集成式氧蒸发器，集成于发动机燃气管路内部；包括内核换热模块和燃气管路内壁换热模块，燃气管路内壁换热模块套设在内核换热模块的外围，二者同轴设置，内核换热模块和燃气管路内壁换热模块之间通过...
- 李斌高玉闪杨亚龙马振宇秦红强赵剑刘思彤杨永红杨建文
- 一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制造方法
- 本发明涉及液体火箭发动机再生冷却喷管，为解决现有喷管尾缘的“非冷却段”需要承受本机及相邻发动机产生的辐射和热载荷，造成局部温度过高，导致再生冷却剂泄露，冷却系统失效等问题，而提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置...
- 石晓波胡锦华刘计武杨建文张魏静付秀文王壮
- 液体火箭发动机喷管仿真模型被引量：3
- 2022年
- 基于量热完全气体、组分冻结的热完全气体、化学非平衡气体模型建立了喷管性能仿真物理模型,采用三阶精度的WENO格式进行了不同气体模型的喷管流场计算。根据流场计算分析了四氧化二氮/甲基肼发动机和液氧/煤油发动机喷管的性能,并针对液氧/煤油发动机分析了室压和不同喷管扩张段型面对性能的影响。结果表明,采用量热完全气体模型所计算的比冲高于用热完全气体模型的计算值,这两种气体模型给出的计算偏差较大,且没有规律性;二维化学动力学计算结果更接近实测值;提高室压不仅能提高燃烧效率,也能减小化学动力学损失,使喷管性能提高;对Rao方法设计的喷管型面进行附面层修正可略提高性能,或在同样性能要求下略减小喷管长度。
- 孙得川杨建文
- 关键词：喷管数值仿真物理模型型面
- 火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探被引量：2
- 2016年
- 推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要。对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力。结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符。
- 张蒙正路媛媛杜泉杨建文
