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1.
为了探究采用射流预冷技术之后加力燃烧室性能,开展了不同喷嘴布置方案、喷水量和来流温度对预冷效果的影响研究。对射流预冷发动机工作过程进行了简化,建立了加力燃烧室进口前段射流预冷喷水特性计算的数学模型。同时搭建了小型试验台,通过与试验结果的比对验证了该模型的准确性,并利用该模型对射流预冷效果进行了仿真预测。结果表明:提高喷嘴数量与布置均匀性能够小幅度改善预冷效果;当来流温度不变时,射流预冷喷射腔室出口处的液态水蒸发量随着喷水量的增加而提高,但蒸发率却处于下降的趋势;当喷水量达到2%时,加力燃烧室燃烧效率对比不喷水工况会有一定的提升;喷水量达到4%以后,加力燃烧室出口温度及燃烧效率随着喷水量的提高而降低;喷水量大于8%以后,恶化了加力燃烧室(V型火焰稳定器)贫油熄火极限与燃烧效率;喷水量达到最大10%时,油气比需从原来设计工况的0.052上升到0.064才能保持稳定点火且对比不喷水时工况,加力燃烧室出口温度由1860K下降到1373K,燃烧效率由80.2%下降到69.2%。  相似文献   
2.
高远  陈玉春  史新兴 《推进技术》2021,42(11):2485-2493
预冷器的性能对SABRE等预冷组合循环发动机具有重要影响,为实现发动机方案设计阶段预冷器的快速设计与评估,建立了预冷器准二维快速评估模型。将SABRE预冷器的几何结构简化为一个扇环形区域,沿径向和周向将该区域划分为二维节点。应用守恒方程及传热关联式完成单个节点计算,再求解节点矩阵的平衡方程组,计算内外流体特定节点上参数的二维分布,得到预冷器出口参数。将模型嵌入发动机总体性能程序中,实现了发动机设计及非设计点的预冷器性能计算的功能。与文献数据对比结果表明,预冷器模型传热计算误差小于5%,摩擦阻力误差小于10%。整机计算结果显示,Ma0~5范围内,预冷器空气侧温降范围为143K至932K,温降随飞行马赫数升高单调上升。预冷器传热有效度范围为0.896-0.945,空气侧总压恢复系数范围为0.852-0.904。  相似文献   
3.
带有闭式布雷顿循环的预冷发动机特性研究   总被引:2,自引:2,他引:0       下载免费PDF全文
为获取带有闭式布雷顿循环的预冷发动机的飞行包线及性能,同时为提高发动机工程实现可行性,本文基于带有闭式布雷顿循环的预冷发动机基础循环及现有部件技术水平,构建了一种适度预冷发动机方案。对该方案下发动机沿着SABRE3飞行轨迹下的性能和部件匹配规律进行了分析。然后通过对发动机的高度、速度、调节特性进行研究,得到了该方案下发动机的飞行包线及整个包线内的性能。计算结果表明,本文所提出的适度预冷方案与SABRE3方案相比,核心机的比冲基本相当,但单位推力有所降低,工程可实现性提高;通过分别控制氦循环最低、最高温度为目标值,可保证发动机各部件在马赫数0~5的整个飞行过程中均处于稳定工作区间内,发动机比冲在1359 s~2099 s之间,地面点单位推力最大,达到1.9 kN/(kg/s);特性研究发现发动机推力与比冲在高度0~15 km、马赫数1~3之间最高,而单位推力最高的区域主要集中在包线的左侧低马赫数区,随马赫数的增加逐渐降低;发动机对氦压气机前温度的调节十分敏感,而对氦涡轮前温度的调节敏感性较低。综合研究表明,本文所给出的适度预冷方案的预冷发动机具有较好的宽域工作能力。  相似文献   
4.
为进一步了解大型卧罐预冷过程,搭建了60 m3卧式液氮贮罐预冷试验台,对小流量下贮罐预冷过程的降温和罐体应变特性开展了研究。结果表明:预冷过程罐内气体温度首先整体迅速降低,然后缓慢下降,且呈现分层现象;预冷初期液氮在罐底难以积累;靠近底部的罐壁降温过程分为三个阶段,首先与低温氮气进行自然对流传热,温度缓慢下降,液位增长到相应高度后与液氮进行沸腾换热从而温度迅速下降,最后稳定在液氮温度;对于最终液位以上的罐壁,一直维持着平稳的降温速率;贮罐轴向应变全为负值,随着预冷过程进行轴向应变随之增大,与液氮接触的局部罐壁轴向应变会迅速增加。该项试验的成功进行有力地补充了国内大型卧罐预冷试验数据的空白,为低温贮罐可靠性及寿命预测等相关研究提供数据支撑。  相似文献   
5.
液体火箭发动机的循环预冷是复杂的传热过程并且受到很多因素的影响,回流口位置则是影响管路预冷效果的重要因素。为了研究不同回流位置对液体火箭发动机预冷效果的影响,文中采用一维均相平衡态流体模型,通过离散化方法分析了不同回流位置时循环预冷过程中泵体温度的变化规律及预冷管路中流体各参数的分布趋势,得出回流上升管出口最佳位置。  相似文献   
6.
低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素。本文采用CFD技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律。研究表明,当回流口位于下封头以上2米位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳。此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持。  相似文献   
7.
对国内外低温推进剂火箭发动机采用的排放预冷、自然循环预冷和强制循环预冷预冷方案进行了综述。介绍了国内新一代运载火箭使用的新型低温液体发动机的预冷研究。对液氧煤油发动机预冷方案中推进剂类型、发动机所在子级、自然循环多因素综合等影响方案的主要因素,以及发动机预冷方案中的维护、沸腾传热与两相流数值模拟等关键技术进行了分析。  相似文献   
8.
9.
基于改善涡扇发动机多任务适应性的目的,提出了两种解决方案。利用加力燃油的热容,改善涡扇发动机的性能。在预冷换热效果能实现设定数值的假设前提下,计算了预冷换热对发动机性能的影响,对两种途径的可行性进行了分析。结果证明所提出的两种途径对于涡扇发动机的性能和多任务适应性有很大改善。  相似文献   
10.
低温液体推进剂充填管路的数值模拟   总被引:2,自引:2,他引:2       下载免费PDF全文
研究了低温液体推进剂供应管路预冷充填过程的计算方法,利用一维均相平衡态流体动力学模型和涵盖预冷过程中主要传热工况的传热模型,考虑了低温液体推进剂的可压缩性,用有限容积法求解管流方程,用有限差分法求解管壁内的一维非稳态导热方程.计算了某型低温液体推进剂火箭发动机实验台系统供应管路的预冷充填过程,分析比较了仿真与实验的结果,为发动机和实验台系统的改进及新系统的设计提供了依据,仿真结果及分析结论已应用于现有发动机实验台系统的改造和长距离液氢输送管道的设计中.  相似文献   
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