吕翔
- 作品数：115 被引量：211H指数：9
- 供职机构：西北工业大学航天学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中央高校基本科研业务费专项资金陕西省自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理自动化与计算机技术文化科学更多>>
- 一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机
- 本发明公开了一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，主火箭燃烧室固定在二次燃烧室前部，进气道分别安装在主火箭燃烧室的上下两侧，进气道入口端通过支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次...
- 武乐乐何国强吕翔秦飞魏祥庚邹祥瑞
- 文献传递
- 一种测量固体推进剂瞬时燃速的装置与测量方法
- 本发明公开了一种测量固体推进剂瞬时燃速的装置与测量方法，包括密封的燃烧器，燃烧器内设有用于放置待测推进剂试样称重装置，称重装置数据连接有数据采集系统，燃烧器还连接有用于控制燃烧器室内压强大小的压强控制装置和用于点燃推进剂...
- 吕翔庞雪锋刘佩进陈剑敖文
- 文献传递
- 一种基于RBCC动力的三级运载器及其使用方法
- 本发明公开了一种基于RBCC动力的三级运载器，包括依次连接的三级式结构：第一级火箭动力飞行器，第二级RBCC动力飞行器和第三级火箭动力飞行器；其中第二级RBCC动力飞行器的机身底部与第一级火箭动力飞行器的机身背部相连，第...
- 闫晓东李俊周聪吕翔
- 文献传递
- 火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性被引量：4
- 2015年
- 基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步提高空气流量;在地面静止状态下,随主火箭总压增加,空气流量逐步增大,等压面上形成Fabri壅塞后,进一步增加主火箭总压,反而会降低空气流量;在火箭引射模态下,RBCC发动机的工作状态可细分为引射作用占主导地位的进气道亚临界状态和临界状态、冲压作用占主导地位的进气道超临界状态,其分界马赫数分别约为0.7和1.5。
- 吕翔郑思行何国强刘佩进
- 关键词：火箭基组合循环火箭引射模态隔离段
- 一种抽吸式消除燃烧振荡的吸气式发动机燃烧室
- 本发明公开了一种抽吸式消除燃烧振荡的吸气式发动机燃烧室，它由喷油环1、阀门2及其管道、突扩结构3和燃烧腔4等部分构成。发动机燃烧室结构除了控制阀门及其所连接的管道外，采用轴对称式布局。发动机壳体与其前端的进气道可以通过一...
- 秦飞何国强李强陈剑刘洋吕翔魏祥庚
- 文献传递
- 一种火箭基组合循环发动机变结构进气道
- 本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变结构进气道,采用在0～8Ma范围内工作的火箭基组合循环发动机进气道分级调节的机械结构，实现飞行范围内不同马赫数阶段下进气道型面的分级调节进而完成各级平稳过渡，并解决了作动过程中由于变...
- 邹祥瑞秦飞魏祥庚吕翔潘宏亮武乐乐王炳航安健陈义
- 文献传递
- 固体火箭发动机燃烧不稳定研究进展与展望被引量：10
- 2021年
- 围绕固体火箭发动机燃烧不稳定的研究现状及未来发展趋势进行了探讨。为了深入认识固体火箭发动机中的燃烧不稳定现象,并形成对其进行准确预示和有效抑制的方法,需要解决理论、计算及实验多方面的基础问题:燃烧不稳定的物理机制,不稳定的预示方法,发动机中各种增益和阻尼因素的特征,振荡增长过程中触发和极限环形成的机理,不稳定抑制技术及地面实验的等效分析方法。最后给出了总结与建议,明确了固体火箭发动机燃烧不稳定研究的目标和方向。
- 刘佩进魏少娟王琢璞金秉宁杨文婧敖文吕翔
- 关键词：固体火箭发动机非线性动力学极限环
- RBCC引射模态准一维性能分析模型被引量：4
- 2006年
- 基于准一维非稳态流动方程建立了RBCC引射模态性能分析模型，充分考虑壁面摩擦、有限速率化学反应和质量添加等因素。模型采用MacCormack格式求解，很好的解决了计算引射比、考虑环境压强等问题。与实验结果的对比表明，本模型计算结果的相对误差为5％～9％，发动机内的压强分布与实验结果基本一致，本模型可用于RBCC引射模态性能分析。
- 吕翔何国强刘佩进
- 关键词：火箭基组合循环发动机引射模态性能分析
- 喷嘴结构对非壅塞式固冲发动机结构匹配性的影响
- 2005年
- 采用雷诺平均N-S方程和k-ε双方程湍流模型,研究了燃气发生器喷嘴构形对补燃效率的影响。通过一次流、二次流流线和燃烧效率分析,提出了一次流切入点的概念。结果表明:按照良好的燃气切入点设计燃气发生器喷嘴,不仅可以获得较高的燃烧效率,而且可以获得对补燃室热结构有利的温度场分布,实现固冲发动机的结构匹配性。
- 刘佩进吕翔何国强田维平
- 关键词：冲压火箭发动机喷嘴燃烧效率数值仿真
- 一种多通道固体火箭发动机点火时序控制方法
- 本发明涉及一种多通道固体火箭发动机点火时序控制方法，根据已知的压强-时间曲线，通过准确的时序触发控制，对推进剂点火时刻和特定要求的两路脉冲器点火触发激励时刻进行准确的控制。从而在精确脉冲触发激励时刻的条件下，开展机遇脉冲...
- 金秉宁刘佩进吕翔
