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在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。 相似文献
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针对在固体火箭发动机液体喷射熄火研究中所用液体喷射实验装置,推导了液体射流速度,液滴运动与蒸发的控制方程组,并进行丁数值求解,研究了影响射流速度、液滴尺寸及其蒸发速率的因素。结果表明:液滴的初始速度和直径主要受喷射压降、液体表面张力和粘度的影响;影响液滴运动速度的因素有环境压强和温度;环境温度和液体的汽化潜热对液滴的蒸发速率有着重要的影响。上述结果对于合理设计满足固体火箭发动机熄火要求的液体喷射装置,选择合适的液体介质具有一定的指导意义。 相似文献
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液体推进剂中溶解或混入了气体能引起推力振荡、推力断续或完全熄火。为了弄清气泡引起发动机故障的机理,人们曾提出过种种分析模型,并指出,少量的气泡进入发动机可引起推力振荡,而大量的气泡混入发动机可引起完全熄火。 根据本文分析,可以求得引起发动机振荡和提前熄火的气泡量值,最后对国外某一早期的液体推进剂地空导弹进行了计算,求出了它可能发生推力振荡和提前熄火的气泡量,计算结果与实际飞行完全一致。 相似文献
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作者利用自制实验设备对固体推进剂进行快速降压熄火实验研究.其方法简单易行,对双基推进剂取得较满意结果.复合固体推进剂的燃烧温度较高,实验设备需加以改装,加大dp/dt变化范围.这样可以找出不同推进剂的瞬态熄火特性,供发动机设计参数. 相似文献
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液体火箭发动机可靠性设计综合分析方法研究 总被引:3,自引:2,他引:3
针对液体火箭发动机可靠性设计问题,提出综合运用可靠性模块分析、故障模式及效应分析(FMEA)、故障数据分析及故障树分析(FTA)等可靠性分析方法,评估发动机不同设计方案的可靠性水平。此法可应用于方案论证阶段的发动机可靠性设计,并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。 相似文献
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确保民用飞机的高安全性,是民机设计的一个重要目标。发动机火区的防火、灭火功能尤其重要。根据适航条款的要求,提出一种适用于民用飞机发动机灭火系统地面试验室试验的方法。该方法采用一种微压差式灭火剂浓度测试系统,在模拟真实发动机内外形和舱内流场的发动机灭火性能验证试验台上进行试验。该试验同时模拟机上最严苛的试验环境,验证最严苛试验工况下发动机灭火试验的灭火剂扩散情况。该试验采用高精度传感器测试试验参数,记录试验数据,并按FAA条款比对试验结果。通过地面试验室试验验证,该试验方法能有效、准确的实现发动机灭火系统地面试验室试验目标。该试验结果能为机上试验提供试验经验,为机上喷嘴构型更改、灭火管网布设提供重要参考依据。 相似文献
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降压熄火过程复合推进剂燃速的测试研究 总被引:2,自引:0,他引:2
激光光斑法是激光阴影技术的实际应用,它是文献[1]中激光燃速仪法的发展,但本质有很大差别。激光器发出的激光束照在燃烧的药条上,随药条燃烧,燃面下移逐渐增多的过激光量由一光电池接收并转换为电压信号。如果在激光束上加一整形片,使这种转换具线性关系,并且适当选择和调整放大和记录元件,使在要求的测试精度范围内,每个环节信号转换都具有线性关系。因而,组成一个线性系统。 相似文献
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2m×2m超声速风洞流场控制策略研究与实现 总被引:10,自引:0,他引:10
2m×2m超声速风洞是一座大型引射下吹式风洞,总压控制具有非线性、时变、大滞后特性,引射器和主调压阀同时运行时存在一定的耦合特性。为了满足风洞试验对总压控制精度和收敛速度的要求,对不同马赫数试验条件下,风洞流场启动和串级智能稳定控制策略进行了深入研究,并在调试过程中对控制方法进行了验证,控制结果达到风洞指标要求。 相似文献
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