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于新宇

作品数:2 被引量:7H指数:1
供职机构:中国航天科技集团公司更多>>
相关领域:航空宇航科学技术更多>>

文献类型

  • 2篇中文期刊文章

领域

  • 2篇航空宇航科学...

主题

  • 2篇推力
  • 2篇推力矢量
  • 2篇火箭
  • 2篇火箭发动机
  • 2篇固体火箭
  • 2篇固体火箭发动...
  • 2篇二次流
  • 1篇推力调节
  • 1篇计算流体动力...
  • 1篇CFD

机构

  • 2篇北京理工大学
  • 2篇中国航天科技...

作者

  • 2篇王宁飞
  • 2篇魏志军
  • 2篇谢侃
  • 2篇李博
  • 2篇郭常超
  • 2篇于新宇

传媒

  • 2篇航空动力学报

年份

  • 1篇2016
  • 1篇2015
2 条 记 录,以下是 1-2
排序方式:
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
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
共1页<1>
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