Mg粉/CO2粉末火箭发动机点火试验研究

初步设计了粉末火箭发动机,并以Mg粉作为燃料、CO2作为氧化剂进行了点火试验.研究结果表明,在一定的压强和温度下,利用空气与Mg粉的燃烧放热可成功引燃Mg粉/CO2,且在关闭空气后达到自持燃烧；燃烧室壁面沉积较多,主要以MgO为主,还有一部分未燃烧的Mg；通过该试验验证了Mg粉/CO2粉末火箭发动机方案的可行性.     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度.实验结果表明:采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合.实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证.     

喷管喉部热流密度测量实验研究

为剥离热化学烧蚀对喷管喉部热流密度测量的影响,将HT50-20热流计安装在喷管喉部,使之直接接触燃气,测量不同燃气温度条件下喷管喉部的热流密度,并获得了来流燃气的参数,在此基础上,对喷管喉部热流密度进行了数值模拟计算。实验结果表明,当喉部燃气温度分别为611、551、457 K时,热流密度分别为0.496、0.471、0.317 MW/m2,实验数据可为相关数值模拟提供实验验证。