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为了研究冷却剂的流动方向和推进剂的质量流量对推力室燃烧和传热过程带来的影响,以某型氢氧火箭发动机的推力室缩比试验件为研究对象,对推力室的燃烧和传热过程进行了数值仿真。改变冷却剂的流动方向,最高壁面温度相差1.04%,最高壁面热流密度相差0.544%,冷却剂温升相差0.233%,出口压力相差3.803%,分析发现,改变冷却剂的流动方向,对推力室内部的燃烧过程和壁面传热效率影响很小,冷却剂的流动方向会影响壁面温度分布。推进剂质量流量提升22.29%,室压提升22.17%,燃烧效率降低0.55%,最高壁温提升9.16%,最高热流密度提升17.48%,冷却剂温升提高13.05%,分析发现,提升推进剂质量流量会导致推力室壁面温度和冷却剂温升的提高,由于缩比发动机反应空间小燃烧不够充分,提升推进剂质量流量会使燃烧效率有所下降。 相似文献
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液体火箭发动机燃烧不稳定性试验研究简述 总被引:4,自引:1,他引:3
简要回顾了液体火箭发动机燃烧不稳定性研究的进展,主要论述了燃烧不稳定性模拟试验的原理及作用。指出燃烧不稳定性研究与液体火箭发动机研制是相互依存,相互促进的;燃烧不稳定性研究需要重视基础理论研究,重视模拟实验技术的开发及应用。 相似文献
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小推力发动机膜冷却工程算法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为满足工程上对推力室内部传热流动分析的要求,应用分层流动理论,结合半经验传热和化学反应平衡模型,建立了分析小型液体火箭发动机推力室膜冷却的传热模型。以气氧/煤油发动机为例,初步实现了对定常情况下膜冷却过程的模拟。计算表明,冷却剂的质量分数,燃气的流动状态,喷注器尺寸等因素对冷却效果和发动机总体性能有重要影响。研究结果可为新一代小型液体火箭发动机的研制提供参考。 相似文献
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固液火箭发动机性能特征 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了国外固液火箭发动机研制的进展。阐明了固液发动机比冲、可多次启动—关机、推力可调、安全性好和成本低等特点。分析了固液发动机推进剂的燃烧特性和发动机性能特性、与液体和固体火箭发动机的不同,以及研制的技术难度等。最后探讨了固液火箭发动机的应用范围。 相似文献
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<正>固体火箭发动机燃烧不稳定是个传统问题,也是当前工业界和学术界面临的共同挑战。燃烧不稳定是推进剂非稳态燃烧、燃烧室内非稳态流动和结构声特性耦合作用的结果,飞行过载、用于姿态控制的直接作用力等外部因素也可能是触发燃烧不稳定的重要条件。目前,最常见的燃烧不稳定是飞行过程中偶发的,这类现象用燃烧稳定性的线性分析方法无法解释,还难以准确预示,对工程研制造成的影响更大。固体火箭发动机燃烧不稳定的研究涉及压强振荡信号的处理与分析、发动机结构振动、 相似文献
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中国从1958年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求,促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术,安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件,同时为中国卫星发射提 相似文献
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近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高... 相似文献
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近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。 相似文献
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固体火箭冲压发动机的若干技术问题 总被引:2,自引:0,他引:2
简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。 相似文献
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本文回顾了旨在改进星船上推进系统应用的低推力化学火箭发动机的性能而正在进行的研究计划。通过建立燃烧和流动物理过程的新的预估方法;采用高温材料;改进部件设计优化性能;利用高性能推进剂等项措施.提高低推力化学火箭发动机的性能和工作寿命。改进的预估方法是通过局部和全局的预估值与试验数据的比较得到的。预估值是从有限反应速率动力学的 RPLUS Navier-Stokes 的计算机程序和联合军队、宇航局的方法中得出的。数据是从激光珍断系统和发动机试车实测性能得到的。结果表明,喷注器和燃烧过程的模型需要改进,流动显影技术,例如二维激光—感应莹光(LIF)显影技术对解决流动对称和剪切层的燃烧过程有所帮助。高温材料的制造工艺还在探索中,利用这些材料的小发动机正在进行设计、生产和试验工作。防氧化的铼涂铱保护层用化学气桕沉积工艺制成,从而使燃烧室工作温度升高800K。在地球可贮存推进剂(四氧化二氮和-甲基肼或无水肼)的发动机上,取消液膜冷却,改善燃烧效率.并控制喷注器的热沉温度,通过组合件的重新没计。获得了性能增益。铼铱两种材料互相扩散情况和抗氧化特性表明,推力室要求的几十小时的使用寿命是可以达到的。推力为22、62、440和559N 的火箭发动机已经设计、生产和试验了。试验证明,比冲性能提高了98~196N·S/kg。更高性能的推进剂通过了鉴定。这些推进剂(定义为空间可贮存推进剂),包括作为氧化剂的液氧,作为燃料的氮氢化合物或碳氢化合物。为此,专门设计和生产了液氧/肼发动机,其特征速度效率高达95%,面积比204:1时换算的真空比冲为3381N·S/kg。利用液氧/液氢推进剂,尤其在载人飞船上,其比冲性能可以得到进一步的提高,然而,某些特殊的设计必须改进,并通过飞行考核进一步完善。 相似文献
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针对固体火箭发动机(SRM)的未来发展进行了探讨,提出了多学科协同的发动机总体设计优化技术、发动机精细化设计和性能精确调控技术、发动机虚拟试验与数字孪生技术以及发动机先进试验与测量技术是支撑固体发动机未来发展和应用的重要技术。为了实现固体发动机的细粒度建模、多维度设计和高精度仿真,在燃烧流动领域需要重点关注的基础问题包括:发动机环境下固体推进剂细观燃烧机理和燃烧模型、发动机内凝相运动行为模式及多相流输运规律、发动机非线性燃烧不稳定机理、凝相撞击壁面的行为模式和对壁面的力热作用规律、多相燃烧产物作用下绝热结构失效模式与破坏机理、多相燃烧产物生成与输运过程对能量转换的影响机理。最后提出了相关建议,以期更好地推动固体发动机燃烧流动领域的基础研究,更好地服务于固体发动机技术的未来发展。 相似文献
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固体火箭发动机是飞航导弹的主要动力装置,具有体积小、重量轻等特点,是导弹不可或缺的组成部分,可根据导弹的射程和飞行弹道形式来选择所需固体火箭发动机的类型。文章分析飞航导弹固体火箭发动机组成与特点,研究飞航导弹固体火箭发动机在设计、材料、推进剂、试验等研制中的标准需求,提出今后标准化工作的工作重点和方向的建议。 相似文献
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实验研究评论了速度耦合响应函数确定固体火箭发动机稳定性一些现行方法的正确性。这些方法依据的基本假设是:速度耦合响应函数是一种推进剂性能,而与其在燃烧室内的位置无关。为了研究其适用性,专门研制了一种改型声阻管装置,其结构是管上游端安装“激发”推进剂,其下游侧壁要求位置上安装“试验”推进剂,管下游端安装声源,在管内激发出要求性能的驻波以模拟火箭发动机内的不稳定气流状态,实验目的是沿声阻管内不同驻波位置,安放“试验”推进剂,测出其速度耦合响应函数值,结果表明,速度耦合响应函数与声阻管内驻波位置密切相关,所以不能认为速度耦合响应函数是一种推进剂性能,因此需重新评价测定固体推进剂火箭发动机稳定性的现行方法。 相似文献