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含铝固体推进剂凝相燃烧产物特性对固体火箭发动机的燃烧效率、燃烧稳定性和绝热安全性等影响重大。为获得准确可靠的凝相燃烧产物的理化特性,利用定压燃烧装置来收集凝相燃烧产物,采用马尔文激光粒度分析仪、扫描电镜及X射线衍射仪对产物进行表征,研究收集介质、干燥处理和超声分散对凝相燃烧产物性质的影响。结果表明,使用水收集获得的凝相燃烧产物平均粒度与氮气收集条件下相比大60%,水收集法适用于研究推进剂近燃面凝相燃烧产物。干燥处理能保证凝相燃烧产物样品中大尺寸颗粒的有效取样,在粒度测试之前需要对样品进行干燥处理来获取准确的凝相燃烧产物粒度分布数据。超声分散会导致大颗粒团聚物含量降低,小颗粒团聚物含量升高,最终显著降低凝相燃烧产物平均粒径。粒度测试时,在80kHz条件下,超声分散参数设定为40 W,5 min较为合适。基于研究结果,提出了一套科学合理的凝相燃烧产物收集处理方法。 相似文献
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可调谐二极管激光器吸收光谱技术(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy,TDLAS)广泛应用于碳氢燃料燃气参数(温度、组分浓度和气流速度)实时在线和非接触测量。针对碳氢燃料火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机的高速燃气参数测量,设计了双交叉光束(7444.352+7444.371)/7185.597cm-1谱线对扫描波长-时分复用双线直接吸收光谱技术(Direct Absorption Spectroscopy,DAS)系统,将其应用于RBCC地面实验高速燃气参数在线测量,同时获得了燃气温度、H2O组分浓度和速度等多参数,并将测量结果与数值模拟计算结果对比,相对偏差不超过12%,这为RBCC发动机燃烧组织优化和结构优化提供重要依据。 相似文献
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为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律,采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像,图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似"三维"锥面体进行退移,在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明,锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s;另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。 相似文献
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来流马赫数对引射火箭引射量的影响研究 总被引:2,自引:1,他引:1
研究引射火箭引射量随来流马赫数的变化关系,对引射量由火箭引射主导向冲压主导之间转换点的选取以及一次火箭的质量管理具有重要意义.采用数值分析和实验研究,探索了引射火箭引射量随来流马赫教的变化关系.结果表明,针对所采用的引射火箭发动机构型,引射量随来流马赫数变化的拐点约为Ma=1.3~1.5,当来流马赫数Ma<1.3时,引射量由火箭引射主导,随来流马赫数的增加,引射量变化较缓慢;当来流马赫数Ma>1.5时,引射量由冲压主导,随来流马赫教的增加,引射量迅速增加. 相似文献
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针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。 相似文献
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含铝固体推进剂凝相燃烧产物对发动机的能量特性、热防护以及燃烧稳定性均有重要影响。为了排除燃烧过程中推进剂燃面退移造成的凝相燃烧产物淬息距离逐渐增大的影响,设计并建立了一套基于恒定淬息距离的凝相燃烧产物收集系统,并通过典型丁羟四组元推进剂凝相燃烧产物的收集和分析,对该收集方法进行了校验。结果表明,淬息距离恒定使得凝相燃烧产物中的大粒径颗粒含量明显增大,小粒径的颗粒含量减小,产物中的单质铝含量增加。粒度分布与燃烧效率的差异验证了该收集方法的必要性及合理性。基于新的收集方法,研究发现燃烧室压力的增大使得推进剂燃面团聚程度减弱,团聚物平均粒径减小,收集到的凝相燃烧产物的平均粒径随压力增大而减小。 相似文献
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