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低温推进剂液体火箭发动机在推进剂加注时需要进行管道预冷以避免推进剂气化。为揭示管路预冷过程中低温流体的两相流动特性,针对小型液氧/甲烷发动机液态甲烷管道的预冷过程进行了研究。采用Lee蒸发模型,模拟并分析了不同入口流量下的湍流传热过程,得到了管道预冷过程中甲烷的体积分数、温度、压力和速度的变化规律。结果表明:在管道预冷过程中,液态甲烷会发生闪蒸现象,甲烷的温度和压力的变化是影响闪蒸的主要因素;在低流量时,预冷时间与质量流量呈负相关,当质量流量增大到一定程度后,预冷时间趋于稳定值。研究结果可预示容许时间内的最优预冷流量,对提高预冷效率和改进低温推进剂加注过程具有指导作用。 相似文献
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模拟空间环境下射流雾化特性实验 总被引:1,自引:1,他引:0
为了深入研究空间环境下液体工质的喷射雾化特性,搭建了空间环境模拟实验系统,综合研究了真空环境下饱和蒸汽压、喷嘴直径、雷诺数和溶气等对液体射流雾化特性的影响。试验结果表明:闪蒸是真空环境下射流雾化的主要因素,射流雾化过程中闪蒸强度主要由工质饱和蒸汽压决定;喷嘴直径主要通过三方面的影响对射流雾化起作用:流动状态、湍流强度和气泡生长周期;雷诺数对真空雾化的影响主要涵盖以下三点:出口速度、流动状态和闪蒸过程;溶气对射流雾化有明显的影响作用,影响途径是通过气泡的不稳定生长和微爆作用。 相似文献
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为了研究单路电磁阀打开对采用自燃推进剂的双组元空间液体火箭发动机脉冲工作特性的影响,对150 N发动机开展高空模拟热试车。采用推进剂组合为四氧化二氮和甲基肼,考察了氧化剂路、燃料路电磁阀同时打开和分别单独打开时20、30、50、80 ms脉宽下的发动机脉冲工作特性,脉冲控制周期均为160 ms。试验结果表明:(1)仅氧阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量分别为0.35、0.41 N·s,分别为对应正常工况的11.08%、9.51%;50、80 ms脉宽下平均推力冲量分别为0.47、0.63 N·s,分别为对应正常工况的6.20%、5.33%,四氧化二氮均发生了充分的闪蒸雾化。(2)仅燃阀打开时,20、30 ms脉宽下的发动机平均推力冲量值相当,分别为0.17、0.18 N·s,分别为对应正常工况的5.38%、4.18%,甲基肼主要呈液态从喷管出口边缘流出;当脉宽增大至50、80 ms时,甲基肼发生不完全的闪蒸,发动机平均推力冲量随脉宽增大而逐渐增大,分别为0.22、0.31 N·s,分别为对应正常工况的2.90%、2.62%。单阀打开时,发动机脉冲工作产生的推力冲量主要与推进剂的闪蒸雾化程度有关。 相似文献
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为了研究低温流体闪蒸喷雾特性,建立了低温流体闪蒸计算模型,并通过试验进行了验证。在欧拉-拉格朗日框架下采用CFD-DPM方法模拟了闪蒸过程的气-液两相流场。研究表明,在闪蒸喷雾形态和温度分布特性方面,数值模拟与试验结果吻合。低温流体喷入低压环境后,在喷嘴出口附近便发生剧烈的闪蒸现象,呈现出巨大的喷雾角,并且喷雾温度急剧下降至环境压力对应的饱和温度;在喷嘴出口附近区域(x/d~40),过热闪蒸占据绝对主导地位,其蒸发速率高出其他换热2个数量级,随着喷雾液滴运动至流场下游,对流换热与热传导逐渐占据主导地位。闪蒸带来的强烈换热导致喷嘴附近可能会发生复杂的气-液-固相变,将会对发动机高空可靠点火带来风险。 相似文献
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为了更好地了解热水火箭发动机的工作特性,建立了热水火箭发动机内流场的数值计算模型,对发动机非稳态的工作过程进行模拟,并与实验数据对比进行验证。通过对发动机工作过程的研究,发现在发动机工作过程中,喷管之前相变较缓慢,而在喷管中相变比较剧烈,从而使得喷管部分的气体体积分数梯度较大,越靠近出口,气体体积分数越大,出口气体体积分数高达90%以上,其温度越低。发动机内部压力首先急剧降到初始温度对应的饱和压强,然后缓慢降低。把热水火箭发动机的工作过程分为三个阶段:初始段、中间段和拖尾段。发动机的总冲主要集中在中间段,约占总比冲的70%以上。 相似文献
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液滴真空闪蒸/冻结过程的热动力学研究 总被引:2,自引:0,他引:2
建立了低压真空环境单液滴闪蒸/冻结过程的热、质传递模型, 探索液滴在真空闪蒸/冻结过程中的热动力学规律和机理. 对液滴真空闪蒸/冻结过程中的温度、尺寸变化进行了计算, 分析了环境压力、环境温度、液滴初始半径与初始温度等因素对液滴闪蒸预冷时间、快速凝固后继续冻结时间和升华再冷最低温度的影响. 结果表明, 模型能够很好地描述液滴真空闪蒸/冻结过程的基本特征; 环境压力控制着闪蒸/冻结过程的主要特征及终态温度, 是主要控制因素; 液滴初始温度主要影响闪蒸速率, 而初始尺寸则主要影响预冷时间; 环境温度的影响可以忽略. 相似文献