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塞式喷管设计和性能验证 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了简化的塞式喷管型面设计和优化方法,并以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管一单元直排塞式喷管性能进行了热试实验验证.用圆弧和抛物线近似内喷管型面,用抛物线和三次曲线近似塞锥型面,以从海平面到设计高度的飞行总冲最大为目标函数,进行塞式喷管型面设计和优化.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在三个不同高度下,实验喷管效率在93%~98%之间,预计设计点效率不低于98%.实验结果表明,所提出的塞式喷管型面设计和优化方法是合理可行的. 相似文献
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高度补偿喷管的氢氧热试研究 总被引:2,自引:1,他引:1
采用气氧作氧化剂、气氢作燃料, 对具有高度补偿特性的塞式喷管和双钟型喷管进行了点火热试.介绍了气氢/气氧试验系统, 以及试验喷管的结构形式、设计参数和装配照片, 喷管试验件采用耐烧蚀的钨渗铜材料加工, 成功进行了多次短时间点火热试.给出了试验测量参数曲线、点火热试照片和数据结果, 获得了不同高度下塞式喷管和双钟型喷管的热试性能数据, 和当量钟型喷管相比两者都具有较好的高度补偿特性.以推力系数效率为例, 塞式喷管在低空压强比下达到92%-95%, 双钟型喷管低空下为96%-98%, 高空下则都在95%左右. 相似文献
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为了分析塞式喷管结构对固液火箭发动机的性能影响,分别设计了使用塞式喷管和钟形喷管的固液火箭发动机。发动机喷管选取了三个不同的扩张比,对应高空和地面两个设计状态。通过数值仿真,预估了发动机的性能,并将使用塞式喷管结构和钟形喷管结构的两种固液火箭发动机进行了对比分析。结果表明:相对于钟形喷管结构,使用塞式喷管结构能够提高固液火箭发动机的燃烧效率和比冲效率,且最大分别提高了4.13%和3.37%;地面条件下,大扩张比的塞式喷管的仿真推力系数要比同扩张比的钟形喷管的仿真推力系数大2.69%,体现出塞式喷管的高度补偿效应;与钟形喷管内壁面温度相比,塞式喷管塞锥壁面的温度明显更低。 相似文献
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为了寻求高性能和更接近工程应用的发动机,提出了一种内喷管为轴对称喷管,塞锥为凹面的“瓦”状塞式喷管,分析了这种塞式喷管的优缺点,并针对一研究模型进行了数值模拟和实验比较,数值模拟采用NND格式求解曲线坐标下的三维平均雷诺的N-S方程,并用k-ε两方程湍流模型封闭方程组,实验研究采用酒精和氧气作为推进剂进行了热试车;研究模型的内喷管面积比为3.24,总膨胀比为22.15,设计压力比为220,结果显示“瓦”状塞锥改善了塞锥的流场,并且当压力比在16.8-220的范围内变化时,其相对理想喷管的喷管效率在0.90-0.96内变化,对发动机设计作进一步改进,其性能有望进一步提高。 相似文献
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为了进一步了解瓦状塞式喷管的性能,采用NND差分格式求解三维N S方程和空气冷流对6单元瓦状特征型面塞式喷管进行了数值模拟和实验研究。研究模型的内喷管面积比为4,总面积比为40,设计压强比为1047。计算得到了流场马赫数和塞锥表面压强分布、喷管推力系数效率,以及不同压强比下中心平面、过渡平面和边缘平面的塞锥表面压强变化规律。计算结果与实验数据吻合得较好,效率数值最大相差1%。实验塞式喷管最大的推力系数效率为0 995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,效率在0 93~0 995之间变化。和以前简化型面的4单元瓦状塞式喷管相比,实验和数值模拟均说明塞锥特征型面的优化设计提高了喷管性能,更充分体现了塞式喷管的高度补偿特性,可以成为未来工程应用的选择方案。 相似文献
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测量液体火箭发动机的热载荷是获取燃烧室内部信息的重要方法。为了获取N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室内壁的热载荷,建立了液体火箭发动机的热流计算的反问题方法,该方法基于对燃烧室壁面温度场的直接求解,通过对轴向多个位置测量温度的反演计算得到燃烧室内壁热流和温度。研究表明:应用文中建立的传热反问题方法能够较为准确地获得热流随时间及空间的分布;热电偶的位置对计算准确性有明显的影响,与理论深度偏差在0.2mm以内的随机深度偏差可导致超过4%热流反演误差;N_2O/C_2H_4预混推进剂燃烧室热流及温度沿轴向逐渐降低,表明燃烧室内的反应释热过程主要在燃烧室头部附近发生。 相似文献
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等离子体助燃过程是一个非平衡的,瞬时的,极不均匀的物理化学过程,活性粒子在等离子体助燃计算中是一个关键难题。文章建立H2/Air燃烧的化学动力学模型,计算与分析了在非平衡等离子体条件下,气体放电产生的活性粒子(O,H)和活性基(OH)在不同初始温度下对燃烧过程中参与燃烧的组分以及温度和压力的影响,为航空发动机燃烧室等离子体助燃实验研究和实际应用提供理论依据。数学模型的计算结果表明等离子体助燃可以提高反应效率,缩短延迟时间,增加燃烧温度,火焰传播速率,强烈影响H2/Air混合物燃烧效果。 相似文献
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药柱含扰流板H2O2/HTPB固液火箭发动机 两相流数值计算 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了药柱中添加扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响,以北京航空航天大学φ100mm标准固液火箭发动机为计算模型,针对98%H2O2/HTPB(过氧化氢/端羟基聚丁二烯)推进剂组合,采用二维轴对称气液两相模型计算了不同药柱位置、不同孔径尺寸的扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响.结果表明:孔径尺寸更小的扰流板且置扰流板于药柱长度的50%~70%时,平均燃料退移速率最大,燃烧效率最高,这将为扰流板设计提供理论依据. 相似文献
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准确掌握液体火箭发动机不同参数下的工作特性及裕度对其使用可靠性至关重要。对第二代490 N发动机开展偏工况高空模拟和地面热试车,研究了推力和混合比变化对发动机工作特性的影响。结果表明:高空模拟环境下发动机能在混合比1.54~1.80及真空推力372~584 N的较宽包络范围内正常工作。随着推力的增加,真空比冲和喉部温度均提高,燃烧室效率依次呈增大、平稳、下降的趋势,喷管效率小幅增大。随着混合比的增大,真空比冲和喉部温度也提高,燃烧室效率未发生明显变化,喷管效率微降低。额定混合比下,室压在0.61~1.56 MPa区间内波动平稳,具备真空推力345~900 N工作能力,但在0.51 MPa时产生与输送系统耦合的中低频(207 Hz)燃烧振荡。高工况引起喉部热流冲刷加剧以及温度升高会加速涂层的损失,使得发动机长程工作寿命下降,但在一定的偏离范围及单次点火时长内仍能满足卫星25000 s鉴定级寿命要求。 相似文献
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数值模拟了内喷管面积比、内喷管型式和塞锥截短对塞式喷管性能的影响,比较了不同结构参数选择下对应的塞锥尺寸。内喷管在地面处于欠膨胀和完全膨胀时塞式喷管的性能高于内喷管在地面处于过膨胀时的性能;内喷管为矩型喉部矩型出口二维喷管的塞式喷管效率最高,内喷管为圆喉方型出口和圆喉矩型出口的塞式喷管性能接近,但都比具有二维内喷管的塞式喷管效率稍低;塞锥截得越短,塞式喷管的效率越低,不同塞锥截短率塞式喷管的性能差别随着压比的增加而减小;随着塞锥长度的增加,塞锥长度对塞式喷管性能的影响逐渐降低。 相似文献