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相似文献
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1.
富氧预燃室高压缩尺试验研究   总被引:1,自引:3,他引:1       下载免费PDF全文
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   

2.
全流量补燃循环发动机富氧预燃室设计与试验   总被引:1,自引:1,他引:0  
针对全流量补燃循环发动机,给出了一种分区燃烧、身部二次喷注掺混、表面镀镍抗氧化的富氧预燃室设计方案,设计了富燃点火启动富氧关机的试验时序,进行了26次试验,初步研究了身部二次喷注流量大小对燃气均匀性的影响.试验结果表明:预燃室结构设计合理,点火可靠、结构安全;身部二次喷注流量变化对出口燃气均匀度分布影响明显,存在一个二次喷注流量最佳值.   相似文献   

3.
为获得点火可靠、燃气温度均匀性较好的气氢/气氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室,开展了其结构方案设计、燃烧流场仿真和试验研究.结构方案分别为同轴双剪切单喷嘴、同轴剪切多喷嘴和分区燃烧.仿真结果表明,同轴双剪切单喷嘴方案能使燃气温度在较短的预燃室长度内达到较好的均匀性.试验结果表明,同轴双剪切喷嘴方案具有良好的点火可靠性和燃气温度均匀性,并且能在较广的流量范围内维持良好的燃气均匀性.   相似文献   

4.
为开展全流量补燃循环发动机富氧预燃室试验研究,对其试验启动过程进行了设计,阐述了试验条件下的富氧预燃室启动过程的特点,选择了非传统的富燃点火启动模式.对该预燃室启动过程动态特性进行仿真研究和热试车试验,计算与试验结果吻合良好,多次试验结果表明在小流量富氧预燃室上应用富燃点火启动点火可靠性高、试验稳定可靠,无任何烧蚀现象.启动方案的研究和仿真为预燃室的试验打下基础,并为今后该类型发动机动态过程研究提供参考.   相似文献   

5.
液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制   总被引:4,自引:4,他引:4       下载免费PDF全文
讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Bartle-Leadon修正方法来完成,室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用。  相似文献   

6.
氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
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   

7.
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   

8.
刘红军 《推进技术》1999,20(2):9-12
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   

9.
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   

10.
刘红军 《推进技术》2021,42(7):1476-1482
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   

11.
液氧/煤油燃气发生器的试验研究   总被引:1,自引:1,他引:1       下载免费PDF全文
纵苏 《推进技术》1994,15(4):58-61
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   

12.
张中光 《推进技术》1988,9(1):62-64,94
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   

13.
邢耀国 《推进技术》1995,16(1):52-57
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   

14.
宋连忠 《推进技术》1989,10(6):33-37,71,72
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   

15.
周进  庄逢辰 《推进技术》1990,11(4):17-23,76
本文提出了一个通用的液氧/烃液体火箭发动机燃烧模型.模型采用多流管压力耦合方法,并考虑了推进剂液滴剥离、高压超临界燃烧和液膜冷却等对发动机燃烧过程的影响.利用本模型对液氧/丙烷发动机燃烧过程的计算模拟表明:本模型为液氧/烃发动机燃烧过程的模拟和性能预估提供了一个有效的理论工具.  相似文献   

16.
固体火箭燃烧室内微粒分布的实验研究   总被引:6,自引:6,他引:6       下载免费PDF全文
介绍一种实时脉冲取样器用于测定固体火箭燃烧室内凝相微粒尺寸分布技术,实验结果表明,含铝推进剂微粒呈二模态或三模分布,燃烧室内压力大,微粒趋大,燃烧室压力很小,微粒亦趋大,有一最小尺寸的压力值,残渣影响微粒尺寸测量,而推进剂燃烧特性将直接影响着微粒尺寸分布。  相似文献   

17.
液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型   总被引:1,自引:3,他引:1       下载免费PDF全文
刘卫东  王振国  周进  庄逢辰 《推进技术》1998,19(1):17-20,94
建立了液体火箭发动机切向不稳定燃烧数值分析模型并进行了初步分析。数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正进行非定常流动计算的PISO算法,并应用等效矩形燃烧室模型及双参数不稳定燃烧模型,通过模拟计算压力扰动波的传播过程考察了发动机燃烧稳定性。  相似文献   

18.
综述了固体火箭发动机二相流研究的现状及发展趋势,介绍了X射线高速实时荧屏分析(RTR)技术的测量原理,对RTR技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹的可行性作了探讨。探索表明:RTR技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹是可行的,但对凝相粒子材料的选择及适当的图像处理技术是其成功与否的关键。  相似文献   

19.
补燃循环液体火箭发动机输送系统的频率特性   总被引:3,自引:1,他引:3       下载免费PDF全文
以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,采用两种动态数学模型:在低频区域为集中参数法,在中频区域为分布参数法,进行了发动机动态特性的评估、发动机调节系统的分析,为发动机系统稳定性研究以及火箭飞行中的纵向稳定性计算提供原始数据。  相似文献   

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