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根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象.耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律.用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式.研究结果对推力器的热控设计有参考价值. 相似文献
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空间发动机羽流场的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究空间发动机羽流对卫星的影响,建立羽流污染预报系统,研制了一套羽流试验系统并进行了试验研究.试验台主要包括空间环境模拟系统,电热气体发动机,稳压气源,轴向和径向移动装置,测量系统和温控系统.系统可在满足10-3Pa量级的真空压力和93±5K的背景温度下稳定运行和精确测量.本文完成了表征羽流特征的关键参数-压力场的测量.同时采用CFD和DSMC相结合的方法进行羽流场的数值模拟计算.测量数据与数值计算结果以及相似试验条件下Boyd等人的测量结果进行了对比. 相似文献
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