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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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针对射流撞击雾化初始形成液膜的特征,推导出极坐标下自变量为极角的液滴尺寸分布函数的解析式,这种形式的分布函数与经典的R~R分布、上限对数正态分布等概率分布函数不同,可以计算任意撞击角下两股相同射流撞击或一股射流撞击壁面边缘在任意极角区域雾化所产生液滴的索太尔平均直径。计算结果表明,索太尔平均直径随撞击角增加而单调减小;射流直径、射流速度、射流温度变化时,索太尔平均直径也呈一定单调规律变化。本文还结合新一代液体火箭发动机层板式喷注器喷注单元雾化的特征进行了有关雾化机理的探讨。 相似文献
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为了研究液体火箭发动机燃烧室的壁面热载荷,提出了一种简单、准确的燃烧室壁面热流测量方法。通过发动机热试,测得了距燃烧室壁面不同径向深度的瞬态温度数据,采用一种基于分离变量的数据处理方法,最终得到燃烧室壁面热流和壁面温度。研究表明,提出的热流测量方法能够准确获得燃烧室壁面热流和壁面温度且不会放大误差。发动机热试的瞬态过程中,温度的响应存在明显的迟滞性,5s时间不足以使温度达到稳态。而燃烧室壁面热流响应迅速,达到稳态所需时间在2 s左右,且热流的变化规律与燃烧室压力变化规律一致。 相似文献
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为提高高压液体火箭发动机上密封的工作可靠性,对高压密封的设计结构进行了系统的研究。根据高压密封可靠工作的条件,提出了新结构密封应采用自紧式设计结构的指导思想,并设计了多种新的密封结构。通过对比试验筛选,研制了12种新的密封设计结构。试验证明:新结构密封工作可靠,性能良好。并已在各型号的发动机上广泛地推广应用。 相似文献
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液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:1
为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型,计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好,表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度,将数值模拟结果对比分析发现:在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加,液膜长度减小,室壁温度升高,冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。 相似文献
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固体火箭发动机不完全燃烧的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
用设置缓燃层改变装药燃面的变化规律观察发动机地面静止试验推力曲线变化的方法,研究了固体火箭发动机不完全燃烧产生的机理。结果发现,发动机燃烧室存在一个自由容积的阈值,这个值是影响发动机稳态为燃烧和非稳态燃烧的界限值。 相似文献
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自燃推进剂火箭发动机燃烧不稳定性研究 总被引:4,自引:1,他引:3
发展了自燃推进剂(MMH/NTO)火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,研究了燃烧不稳定性的机理,提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究,得到了声槽特性频率驿燃烧不稳定性的影响规律,描绘出声腔影响燃烧不稳定性的具体场景,数值模拟结果与理论分析及试车结果是相符的,对轴向声槽的分析设计将具有广泛的指导意义。 相似文献
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液体火箭发动机中气液同轴直流式喷嘴研究综述 总被引:2,自引:1,他引:2
在双组元液体火箭发动机中,气液同轴直流式喷嘴得到了广泛的应用,这种喷嘴通常由中心的直流式液体喷孔和同轴气体环缝组成。气液同轴直流式喷嘴的工作特性可以分为雾化特性和燃烧特性。其中雾化特性又包括同轴气体作用下射流破碎雾化机理、雾化性能、真实发动机高温高压环境的影响、不稳定燃烧时压力振荡的影响以及自激振荡等;燃烧特性又包括火焰稳定机理、火焰结构以及真实发动机环境的影响等。本文从上述几个方面对气液同轴直流式喷嘴的工作原理进行了综述,以加深对其工作过程的认识。 相似文献
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液体火箭发动机推力室可重复使用技术 总被引:4,自引:0,他引:4
为了验证液体火箭发动机推力室可重复使用技术,采用流-固耦合方法对推力室内壁材料、外壁厚度、冷却通道高宽比等影响推力室内壁寿命的因素进行了数值模拟.通过计算,得到了推力室内壁在不同内壁材料、不同外套厚度、不同冷却通道高宽比下单循环各阶段的应力、应变分布,对计算结果进行后处理,得到了内壁损伤.结果表明,采用高强度及延展性内壁材料、低刚性外套、大冷却通道高宽比可以减小推力室内壁损伤,延长推力室内壁使用寿命. 相似文献
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