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为了研究玻耳兹曼图法和谱线绝对强度法对测量结果的影响,讨论了电弧加热发动机羽流的光谱诊断方法,并建立了一套光谱诊断系统。以氩气为工质,利用此系统在真空室中进行了光谱诊断.分别用玻耳兹曼图法和谱线的绝对强度法得到了羽流的温度,这两种方法测得的结果有20%~30%的偏差。实验中氩气流量为42.1mg/s,功率约为200W。试验结果表明,在试验工况下,由于羽流处在热力学非平衡态,采用玻耳兹曼图法和谱线的绝对强度法得到的结果是不同的,应该根据具体的工况选择测量方法。 相似文献
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为了研究发动机羽流辐射特性对光学探测成像的影响,基于不同直径粒子散射理论、辐射传递方程和分子吸收线数据库,应用有限体积法,建立了火箭发动机羽流在不同波段的辐射特性计算程序.针对实际工作情况进行建模,开展某姿控发动机工作在环月球轨道时的可见及近红外波段羽流的辐射特性计算.在0.4~0.9μm波长范围内,针对羽流气体组分、波长、观察天顶角以及太阳辐射对羽流光谱的影响作了数值计算及分析.研究结果表明:应用有限体积法开发的程序较好地模拟火箭发动机羽流的辐射特性,并具有广泛适用性;在可见光和近红外波段,太阳辐射作用对火箭发动机喷流辐射特性影响最大. 相似文献
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为对液体火箭发动机羽流光谱实验数据进行定量分析 ,通过建立高温气体下辐射传递模型 ,对1 Cr1 8Ni9Ti的理论光谱进行了仿真计算。结果表明 ,在路径一定的情况下 ,羽流中原子浓度较低时 ,可采用光学薄模型 ,原子浓度较高时 ,可采用光学厚模型 相似文献
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上浮水雷在工作过程中环境压力大幅度变化,针对上浮水雷火箭发动机具有三种不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)的特点,采用VOF两相流模型,建立了水下火箭发动机在不同工作状态喷射流发展的轴对称计算模型,分别在来流速度0m/s和50m/s两种工况下,研究了水下发动机在不同工作状态时喷射流发展规律及流场脉动特性。结果显示,在静水条件下,欠膨胀工况时颈缩发生位置距喷管出口较远,流场压力和喉部流量没有发生脉动现象,其它工况时颈缩发生位置距喷管出口较近,完全膨胀工况和过膨胀工况喷管出口最大压力振幅分别为5.5MPa,7MPa;喷管喉部流量振动幅度约为5.2%,32.8%;在有流速条件下,三种工作状态发生颈缩、胀鼓和回击现象的位置距离喷管出口较远,完全膨胀喷管出口最大压力振幅为2MPa,喷管喉部流量未发生脉动特性,过膨胀工况喷管出口最大压力振幅6.1MPa,喉部流量振动幅度30.4%。 相似文献
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RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验 总被引:3,自引:0,他引:3
针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究. 相似文献
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为研究液体火箭发动机真空羽流对微波的衰减作用,以某双组元液体火箭发动机为对象,使用热力计算程序对燃烧室内的电子数密度进行了计算,使用冻 结假设和有限化学反应速率假设两种情况对喷管内带电粒子的电离和再结合过程进行了模拟,并对羽流中带电粒子数密度和5~30GHz微波穿过羽流的衰减量进行了估算.研究结果显示:该发动机燃烧室和喷管出口的电子数密度量级分别为 1013~1014cm-3和1010~1011cm-3,K,Na等碱金属为主要电子释放剂,Cl-,OH-等基团为主要电子吸收剂;低频微波在羽流中衰减更严重,5GHz微波的衰减可达4.5dB;微波斜穿羽流的衰减通常大于横穿情况. 相似文献
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脉冲爆震发动机引射模态数值模拟和验证 总被引:2,自引:1,他引:2
针对脉冲爆震发动机地面启动问题,采用非稳态二维轴对称数值模拟的方法对多循环火箭式脉冲爆震发动机引射模态,即爆震管加直管引射器的引射过程进行了研究。同时通过爆震引射的实验获得引射比作为比较参数。引射比的计算结果与实验数据基本吻合。提出了爆震非稳态引射的3个阶段和相应的3种作用机制即:激波的压缩加速;射流卷吸;惯性和压差作用,并为下一步主爆震管燃油喷注位置提供了设计依据。 相似文献
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基于详细化学反应机理+逐线积分法+视在光线法开展了火箭发动机喷焰流动与辐射特性研究,分析了不同化学反应机理对流动与辐射的影响,利用地面试验数据校验了模型的正确性,并详细分析了火箭发动机出口参数变化对喷焰流动及辐射的影响规律。研究结果表明:喷管出口温度增加,对流场结构影响较小,但会显著提升喷焰的复燃效应;喷管出口压强增加,会对流场马赫波系结构产生影响,但对喷焰二次燃烧影响较小;喷焰红外辐射强度会随着出口温度或出口压强的升高而增加,且红外辐射强度与出口推力正相关。 相似文献
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