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为满足液氧/煤油发动机推力大范围变化和预燃室要在大范围工况条件下工作的要求,采用带缩进长度和二次喷注的双组元离心式喷注单元,对富氧预燃室进行了高压缩尺试验研究。头部二次喷注孔为矩形和圆形、身部4种不同长度的6台试验件的试验结果表明,缩尺试验的最好温度均匀性≤50℃,燃气平均停留时间为10ms左右,矩形和圆形喷注方案的缩进室混合比分别小于20和24时可以避免产生低频不稳定燃烧。所得结论可用于液氧/煤油发动机的研制,并对新型发动机的研制具有一定的借鉴作用。 相似文献
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为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。 相似文献
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用三维湍流N-S方程和单步快速不可逆化学反应描述液氧-煤油液体火箭发动机预燃室内的三维湍流和燃烧过程。采用同位网格和SIMPLE算法求解控制方程,得到了喷注单元和预燃室内参数的详细分布。结果表明,预燃室结构设计合理,其出口处燃气浓度、温度分布均匀,质量加权平均温度与实际温度拉近,同时表明,预燃室头部的喷注单元和液氧二次喷注孔的结构排列,喷注单元的流动和燃烧状况,液氧二次喷注孔的入口参数等,对预燃室出口燃气温度等参数分布的均匀性影响很大。 相似文献
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针对液氧/煤油高压补燃循环液体火箭发动机,考虑了推进剂供应系统中的温度与密度变化,推导建立了改进的简化非线性稳态特性数学模型。并通过数值模拟分析验证了该改进的非线性稳态模型可行性。 相似文献
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对液氧-煤油液体火箭发动机的预燃室进行三维维湍流流动与燃烧过程的数值模拟,流动采用圆柱坐标系中的三维N-S方程组,并用k-ε双方程测流模型闭合,用同位网格和SIMPLE算法求解,源项进行线性化处理以便于收敛;离散后的方程采用SIP法求解;燃烧采用单频快速不可逆化学反应,喷注单元和预燃室头部的喷雾可以考虑液滴颗轨道模型(PSIC),针对液氧-煤油液体火箭发动机的预燃室建立耦合计算软件,通过考核算例获得燃气流场,组合浓度场和温度场的合理分布。 相似文献
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针对未来航天主发动机的应用需求,提出了一种燃料供应系统采用开式循环、氧化剂供应系统采用分级燃烧闭式循环的半开式富氧补燃混合循环发动机系统方案,综合分析了这种新型混合循环发动机所能达到的比冲性能,对比分析了新型混合循环发动机作为可重复使用航天运载器主发动机相比于开式循环和常规补燃循环、全流量补燃循环发动机的优缺点,针对推... 相似文献
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介绍了液氧/煤油为工质的燃气发生器试验研究方法和结果,着重讨论了发生器在低混合比条件下点火,起动方案和性能参数。 相似文献
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本文介绍液氧/丙烷推进剂燃烧试验,包括试验件以及点火、燃烧、传热方面的试验情况;并与以往的四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂的试验情况作了对比。 相似文献
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对推进剂组元比调节器的动态特性进行了理论分析和实验研究。用传递函数法和状态空间法建立了该调节器的数学模型,进行了理论分析和数学仿真研究,并做了有关的实验。综合理论分析和实验研究结果,绘出了计算该调节器频带宽度和稳态误差的近似公式。 相似文献
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三组元火箭发动机是近几年提出的新概念.本文介绍了三组元推进剂燃烧试验及其结果分析.试验用液氧/丙烷/氢做推进剂在9.78MPa燃烧室压力下完成.试验结果表明,三组元推进剂和三组元发动机概念可行. 相似文献
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