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991.
一种铼作为基材、铱作为涂层和铱-陶瓷氧化物作为复合涂层的22N 推力室,采用 GO_2/GH_2进行了热试。推力室完成了以下试验,一台在额定混合比(MR)4.6,室压(Pc)0.469MPa 下,工作了将近39h;另一台在额定混合比5,8,室压0.621MPa 下,工作了13h以上。另外四台推力室,采用改进的工艺制造的铱-氧化物作为复合涂层/Re 推力室也进行了热试。在 GO_2GH_2低混合比下的试验表明:在地面可贮存推进剂的相对较低氧化气氛的燃气中,燃烧室的寿命能大大提高。在靠近喷注器附近的区域里,处于混合比接近17的试验表明:混合过程的推进剂可能使铱涂层破坏,而氧化物涂层则起着保护涂层的作用。铱一氧化物复合涂层/Re 推力室能够在苛刻的氧化燃烧气氛中使用,如高混合比 GO_2/GH_2、氧/烃以及液体火炮推进剂。其中一台在额定混合比16.7,室压0.503MPa 下,工作了1.3小时。 相似文献
992.
本文探讨了液体火箭发动机关机后燃烧室各部位温度仿真计算的方法。为了检验计算结果的正确性,应用该方法计算了某发动机高空滑行期间燃烧室头部、身部内壁、身部外壁、收扩段内壁、收扩段外壁的温度,并将仿真计算结果与高空飞行试验时的遥测数据进行了比较,比较后发现它们的变化规律一致。 相似文献
993.
洪艳华 《北京航空航天大学学报》1996,22(4):480-483
利用耦合波方程及边界条件定量解释了有饱和光折变增益和损耗的环形腔中输入光与振荡光之间存在双稳态,并且得出可逆双稳与不可逆双稳的条件。 相似文献
994.
短突扩扩压器压力特性的数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
短突扩扩压器的性能好坏直接影响到短环燃烧室的总体性能 ,压力特性是扩压器性能最重要的衡量指标。为了进一步深入地研究 ,采用三维数值模拟的方法 ,探讨了短突扩扩压器前置扩压器进口马赫数、突扩角和突扩间隙等参数与压力损失间的变化关系 ,并与试验结果进行了比较。计算结果表明 :在本研究的参数范围内 ,总压损失随进口马赫数的增大而变大 ;存在有最佳的内外环突扩角的组合 (βi=40~ 45°,βo=40~ 5 0°)及相对突扩间隙 (δ=1 .48~ 1 .9) ,使得总压损失系数 σ*最小。数值模拟的结果与试验相比 ,其变化规律是相同的 ,最小总压损失系数所对应的各结构和流动参数的范围与试验也是一致的。 相似文献
995.
脉动燃烧机理和抑制的初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了驱动压力力脉地脉动燃烧器冷态压力脉动特性的影响,还研究了驱动压力脉 温度脉动的相位差对燃烧器系统的压力脉动特性的影响。频谱图表明,f=(1+m)fd(有时f(1/2+m)fd处,都再现压力脉动的峰值),f=(1+m)fd=(1+n)f0时压力脉动的幅值大于f=(1+m)fd=(1/2+n)f0或f=(1/2+m)fd=(1/2+n)f0的幅值,当驱动压力脉动和温度脉动频率相同相位相近时,脉动 相似文献
996.
本文描述旋流加力燃烧室火焰前锋位置的计算。编制了一套计算程序,计算了各种旋流角下火焰前锋的位置以及流阻系数,还计算了压力变化对火焰位置的影响。分析结果指出,当旋流角α=45°时,加力室长径比L/D=1.2,比传统的L/D小一倍,流阻系数不比传统的大,压力对火焰前锋位置无明显的影响。 相似文献
997.
本文对装有钝体火焰稳定器的加力燃烧室燃烧效率特性进行了数值分析和实验研究。计算中用k-s双方程模型描述紊流特性,用Magnussen的涡团耗散模型以及燃烧模型估算化学反应速率。为了考虑火焰辐射对燃烧效率的影响,采用热通量法辐射模型估算辐射通量。由于燃烧流场密度变化较大,故在守恒方程中采用密度加权平均来处理。试验中用热电偶测量温度,对燃烧效率和壁面温度作了研究。最后,将计算结果与试验数据作了比较,结果表明本文的计算方法和计算程序是合理可行的。 相似文献
998.
本文叙述在地面条件下试验液体火箭发动机时,通过测量发动机后效段推力与测量发动机燃烧室压力两种方法来求得模拟高空后效冲量,并对这两种方法作简单评论。 相似文献
999.
1000.