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论述了复合材料的性能特点,简要介绍了国外大型固体火箭发动机燃烧室壳体复合材料的应用状况,提出了发展我国燃烧室壳体复合材料的意义以及方向的见解. 相似文献
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低排放、长寿命燃烧室的研制是民用发动机成功研制的关键,因此应针对国外现役/在研大型军用和民用航空发动机燃烧室现状,分析其设计特点和研制技术,了解并掌握长寿命、低排放燃烧室设计的关键技术以及有关排放规范,为开展民用发动机燃烧室研制打下基础。 相似文献
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本文研究了,在大型液体火箭发动机研制过程中,由于测量技术方面的问题,在不能直接测定燃烧室脉动压力的条件下;采用测量、分析燃烧室头部机械振动的方法,来间接评定燃烧过程的稳定性及对发动机可靠性的影响。并介绍了用频谱图、量值历程图等手段对振动信号的分析方法。并详细介绍了这些分析方法在发动机研制中的各种应用。以及测量燃烧室头部振动方法的其它用途。 相似文献
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富氧补燃循环发动机启动过程 总被引:1,自引:0,他引:1
启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。 相似文献
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变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环(Rocket-Based Combined-Cycle,RBCC)发动机性能的有效途径之一,本文旨在通过全流道三维数值模拟的方法研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及研究采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过本文的研究工作得到以下结论:(1)在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。(2)燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2016,(3):55-62
为适应不同用途先进航空发动机燃烧室的研制,美、英、法、德、俄等国建设了大量的燃烧室试验器。概述了国外航空发动机研发机构主要的燃烧室试验器类型,详细介绍了各类试验器的总体参数、系统组成、结构布局、加温方式、测试系统和特种测量等,分析了国内燃烧室试验器的现状及其与国外的差距,并提出相关建议。对我国新一代高性能航空发动机燃烧室试验器的规划和建设,具有一定的参考和借鉴意义。 相似文献
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固体火箭-冲压发动机兼有火箭发动机和冲压发动机的优点,它结构简单,能量高,可靠性好,非常适合于军事用途,具有广阔的应用前景.本文详细地讨论了这类推进系统及其主要组件的技术发展状况、贫氧推进剂、燃料流量控制、冲压燃烧室、助推和转级等技术,还讨论了将来的应用和研制发展的方向. 相似文献
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新一代战斗机发动机的加力燃烧室技术 总被引:1,自引:0,他引:1
国外早已开始研制新一代(或称第四代)战斗机,其所用发动机,如:F119、M88和EJ200都已同步进行研制。这一代发动机都采用了先进的加力燃烧室。从结构上看,加力燃烧室是指涡轮后的这一部分,包括排气系统,如扩散器和可调喷口。早在80年代初有人认为主燃烧室的出口温度(T_3)接近200OK了,加力燃烧室还要不要?10年过去了,不仅没有取消加力燃烧室,而且有新的发展,因为又赋予了加力燃烧室更新的任务,扩大了它原有的功能,以致这个 相似文献
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针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。 相似文献
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整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求. 相似文献
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依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出了1种燃气分析燃烧温度通用计算方法。对4种高温测试技术在不同类型燃烧试验器上的应用特点进行了比较。指出燃气分析方法测量燃烧室出口温度场具有可测量高温、数据精度高、高压环境性能可靠、在使用寿命周期内成本低的优势,是目前温度场测试的首选。 相似文献
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本文概述了国外低温推进级和氢氧火箭发动机的研制和生产成本问题,可供工程技术人员在设计航天运输系统时参考. 相似文献