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为了深入了解高压低混合比氢氧预燃室的出口燃气温度均匀性,设计了一个缩尺预燃室,开展了不同缩进深度比、扰流结构、工况下缩尺预燃室出口燃气温度均匀性的研究,并通过全尺寸预燃室试验验证了设计方案的合理性。试验结果表明:随着缩进深度比的增加,燃气温度均匀性逐渐提高;随着室压、混合比的升高,扰流环结构的均温效果提高;扰流环与拐弯结构的组合方式可使燃烧室内的温度均匀性提高54.8%~89%;在喷嘴设计参数下,相对于同轴离心喷嘴,采用同轴直流喷嘴的缩尺预燃室在50%~100%工况下的出口燃气温度均匀性较优;当采用扰流环及90°拐弯结构时,全尺寸预燃室的出口燃气温度均匀性在±50 K范围内,同时相对于氢涡轮侧出口,氧涡轮侧出口的燃气温度均匀性更优。 相似文献
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为了提高发动机循环性能,以某发动机设计参数为基础,以R22、乙烷及乙醇3种介质为对象,进行了第三流体循环发动机性能分析。在性能分析过程中,耦合了系统参数平衡计算与身部传热流阻仿真计算结果,力求使分析结果更接近实际情况。分析结果表明,第三流体循环与传统方式相比,可以提供更高的燃烧室压力,其中采用乙烷为循环介质的第三流体循环发动机性能最高。 相似文献
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氢氧火箭发动机是火箭的“心脏”,必须具备极高的可靠性,才能够保证发射成功。国内外针对氢氧火箭发动机开展了大量的可靠性工作。在发动机的研制阶段,通常是按照自下而上的思路,从组件的失效机理出发,开展稳健设计和试验验证,来保证氢氧火箭发动机的高可靠性。组件的可靠性工作主要是基于失效机理开展分析、监测、试验验证和设计改进;同时组件到系统的各种试验也为可靠性评估提供了数据,通过试验数据评估组件可靠性,根据评估结果可查找薄弱环节,进而改进设计。从基于失效机理和基于试验数据两个角度对相关的可靠性技术进行综述,分析发动机组件研制阶段可靠性工作存在的问题,并提出今后组件可靠性技术的发展设想。 相似文献
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声腔深度和相对开口面积的确定 总被引:2,自引:0,他引:2
根据二维声腔模型的声学试验结果和四分之一波管的理论公式,给出了直孔(槽)声腔和四种有进口肋声腔的有效深度计算公式。用该公式对几个推力室进行验算,得到可借鉴的声速比数值范围。依据设置声腔的二十多个推力室的稳定性鉴定试验数据,统计得到声腔相对开口面积的经验公式。 相似文献
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