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液体火箭发动机燃烧不稳定性试验研究简述 总被引:4,自引:1,他引:3
简要回顾了液体火箭发动机燃烧不稳定性研究的进展,主要论述了燃烧不稳定性模拟试验的原理及作用。指出燃烧不稳定性研究与液体火箭发动机研制是相互依存,相互促进的;燃烧不稳定性研究需要重视基础理论研究,重视模拟实验技术的开发及应用。 相似文献
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本文描述了一种预测液体火箭发动机非线性燃烧不稳定性的数值方法,重点研究非线性燃烧不稳定性的各种现象,包括瞬态的、有限周期压力振荡、稳定和非稳定工况下声学振荡对推进剂液滴雾化和燃烧过程的影响、燃烧过程中的振荡流场、燃料液滴的轨迹、设计参数如入口条件、雾化初始条件和隔板长度等的影响。对几种工况和各种燃烧参数的计算表明该数值方法能成功地预测液体火箭发动机切向燃烧不稳定性。隔板长度及液滴尺寸对发动机的稳定性有明显的影响,数值结果表明隔板能有效抑制压力振荡。 相似文献
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本文简要介绍了研究固体火箭发动机结构动力学的意义和方法;明确指出研究的重点应是发动机内部的动态特性,并举例说明固体火箭发动机的动态特性与燃烧不稳定性有密切的关系。 相似文献
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液体火箭发动机可靠性要求高、试验费用昂贵,有必要对可靠性增长试验进行综合规划,以减少试验费用、缩短研制周期和降低风险。根据液体火箭发动机的特点,提出双参数的:Bayes可靠性增长模型,综合利用产品研制过程中全程试验信息,动态评定可靠性水平。在客观评价其可靠性水平的基础上,采用MTGP(Modified Tracking,Growth and Prediction)模型跟踪增长过程,对液体火箭发动机的可靠性增长试验进行综合规划。研究表明:这种方法能在小样本下,科学、合理地评定液体火箭发动机的可靠性水平和指导可靠性增长规划,在工程中有广泛的应用前景。 相似文献
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增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构。结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量。最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法。 相似文献
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未来航天运输任务要使用不仅性能好而且成本低、可靠性高、安全性好的液体火箭发动机。这就要求对液体火箭发动机的动力循环系统进行研究和选择。从世界范围看,现已定型的液体火箭发动机使用了三种循环,即燃气发生器循环、膨胀循环和分级燃烧循环。本文扼要地介绍了这三种动力循环,分析了它们的优缺点以及应用情况。 相似文献
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H2O2-PE固液火箭发动机低频不稳定燃烧研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了85%H2O2-PE固液火箭发动机的低频不稳定燃烧特征;应用发动机质量守恒方程对发动机低频耦合振荡燃烧现象进行了一维模拟,分析了氧化剂喷射压降对低频不稳定燃烧的影响。利用扰动分析确立了固液火箭发动机的稳定工作限。提出了抑制低频耦合振荡燃烧的方法。 相似文献
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固体火箭发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一个变截面开槽管状装药的单室双推力发动机,讨论了应用三维声学有限元法分析,确定燃烧室内腔的声学特性,以及在此基础上进行的发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法。应用本文编制的计算程序试算的结果表明:燃烧室内腔前10阶固有振型的预估误差不大于3%;该发动机的燃烧稳定性接近临界状态,与地面试验情况定性一致。 相似文献
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小推力推进系统起动过程的分析 总被引:4,自引:0,他引:4
本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型,并对此系统进行了数值计算。计算结果表明,在燃烧时滞较大时,该系统响应较慢,发动机参数的超调量较大,达到稳态所需的时间较长;轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时,姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段,高室压推进系统比低室压推进系统响应快,高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来,但其超调量较大;高室压姿控发动机虽然响应快,但其超调量大,达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。 相似文献
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Two criteria for the applicability of a gas-dynamic approximation of continuous medium to describing the dispersion of combustion products of rocket propellants at high altitudes are formulated. Related numerical estimates are given for different launch vehicles and one upper stage with fairly extended boost phases. The use of a continuous medium approximation is shown to have a clear altitude restriction. 相似文献