共查询到20条相似文献,搜索用时 62 毫秒
1.
为了获得高性能的实用的大尺寸同轴离心式喷嘴的设计参数,分别用九个同轴剪切式喷嘴和九个同轴离心式喷嘴的多喷嘴燃烧室进行了试验,额定推力为10kN,室压为3.5MPa,混合比为4.5~7.5,氢的喷前温度为40~50K。通过试验,获得了每种喷注器的燃烧效率、室压分布、室壁热负荷和稳定性数据,并同以前的单喷嘴试验结果进行了比较。测量数据比较一致,并明显地显示出同轴离心式喷嘴和同轴剪切式喷嘴在燃烧特性方面的不同。 相似文献
2.
3.
4.
5.
6.
氢氧同轴式喷嘴燃烧性能试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究氢氧直流同轴式喷嘴的结构参数和工作参数对燃烧性能的影响,进行了热试验和分析,并拟合出了喷嘴缩进深度、速度比和动量比与燃烧效率的关系。研究表明:氧喷嘴缩进深度、氢氧喷射速度比和动量比等是影响氢氧同轴式喷嘴燃烧性能的主要因素,其中喷嘴缩进深度的影响最为显著。 相似文献
7.
为研究不同室压工况下气氢/液氧燃烧流场的相似性,设计了喷注器试验件,并采用数值仿真和热试验的方法对气氢/液氧喷注器的喷雾燃烧流场进行了研究。数值仿真选取试验件的1/6进行三维稳态计算,其中湍流模型采用SST k-ω模型、化学反应采用考虑氢氧6组分9步反应机理的涡耗散概念模型、液氧液滴采用离散相模型,共进行了2.8~9.8 MPa范围内8种典型工况的数值仿真。热试验采用气氢/液氧推进剂,进行了4.5 MPa、5.4 MPa和6.8 MPa这3种不同室压工况共4次挤压热试验,采用量热式水冷身部对燃烧室壁面热流进行了测量。仿真和试验结果表明:对于气氢/液氧同轴直流喷注器,在混合比、氢氧温度和喷注速度相同的情况下,当室压大于液氧临界压力时的燃烧流场具有相似性;而室压小于液氧临界压力时的燃烧流场与大于临界压力的燃烧流场结构存在差异。 相似文献
8.
为增进对液氧煤油火箭发动机同轴离心喷嘴燃烧不稳定性过程的理解,在大气环境下进行了同轴离心喷嘴的自发激励燃烧不稳定性试验。试验采用单喷嘴敞口模拟燃烧室,高温的氧气和空气混合物从同轴喷嘴的直流喷嘴喷注,高温的煤油蒸气从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注。通过逐步改变氧化剂流量使模拟燃烧室内产生自发激励高频燃烧不稳定性,使用脉动压力传感器和黑白高速相机记录稳定和不稳定燃烧工况下的脉动压力和火焰。研究发现:气气同轴离心喷嘴的自发激励高频燃烧不稳定过程呈现“滞后”现象;不稳定工况下的火焰均为脱口火焰,火焰特征长度约等于喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离;气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。 相似文献
9.
10.
同轴剪切喷嘴在大推力氢氧发动机及液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用,研究表明,当同轴剪切式喷嘴的中心氧喷嘴喷注过程与燃烧室的声学振荡发生耦合时,容易发生高频喷注耦合燃烧不稳定。高频喷注耦合燃烧不稳定一般无法通过隔板、声腔等传统燃烧稳定装置解决,需要在设计喷注器时采取相应措施。通过求解喷嘴导纳得到了喷嘴的固有声学频率,并与冷态声学试验结果和缩比喷注器热试结果进行了对比,表明吻合较好。研究了氧喷嘴长度、氧喷孔环直径、氧喷前温度和氧喷前压力等因素对氧喷嘴声学频率的影响,结果表明:增大氧喷孔环直径、提高氧喷前压力以及减小氧喷嘴长度、降低氧喷前温度可以提高氧喷嘴声学频率。 相似文献
11.
采用一台小型推力室对液氧/甲烷推进剂的高压补燃火箭燃烧室进行了实验评估,富燃预燃室和主燃室均单独进行了试验.预燃室/主燃室装置的试验条件是:主燃室压力7—9.6MPa,混合比3.1—3.7.预燃的燃气温度760—1070K,推力范围4.6—6.4kN.试验评估了在使用不同类型的主喷注器和预燃室喷注器时,预燃室和主燃室的燃烧性能、主燃室内的热通量分布以及室壁和喷嘴表面的积碳特性.此外,还推导了表征主燃室燃烧效率的经验公式.实验装置的任何部位均未出现严重的积碳,也未检测到由于室壁的积碳而引起热通量的明显减小. 相似文献
12.
13.
宽范围变流量空气/液氧/酒精燃烧加热器试验 总被引:1,自引:0,他引:1
为了突破空气/液氧/酒精三组元宽范围变流量燃烧加热器可靠点火和稳定燃烧等关键技术,采用一种经过优化的直流喷嘴来组织燃烧,研制了宽范围变流量燃烧加热器并进行了点火试验,研究了其在10倍流量变化范围内的点火特性和燃烧性能。试验结果表明该燃烧加热器在10倍多的流量变化范围内实现了高效稳定燃烧,其中设计点的燃烧效率达到97%。加热器采用新型组织燃烧方式实现了宽范围变工况和低喷注压力下的可靠点火和稳定燃烧,其中加热器点火成功率100%,稳定工作过程中室压波动小于1%。加热器采用等离子点火火焰先进入燃烧室,随后氧化剂、燃料依次进入燃烧室的点火程序合理。 相似文献
14.
本文采用试验方法评估了火箭发动机燃烧室内 RP—1/GO_2燃烧时喷入气氢所产生的燃烧性能和稳定性。三组元、涡流同轴式单喷注单元安装在25.4mm 的六角形横截面的散热燃烧室内。模块化的喷注器能够控制动量比及随后的推进剂雾化和混合。在不同的混合比、喷射速度和室压下,完成了84次试验,其中部分试验加入了总燃料质量的10%的氢。记录了燃烧性能(C)、燃烧效率(ηc)和高频动态室压。在 RP—/O_2燃烧场中喷入10%的氢可以提高效率、改善稳定性并降低固态碳,火箭燃烧室热点火试验结果表明,在类似的工况下燃烧效率平均从92%增加到97%,燃烧室内的高频压力测量指出声学强度显著下降,总声学功率降低了9倍,在燃烧室一阶纵向频率处平均功率谱密度(PSD)从1.10降至0.15(psi—rms~2/Hz)。除了这些结果以外,加入氢后,积累在室壁上和排气羽流中的固态碳大大减少。这些结果与喷注器类型、氢的喷注位置和喷注动量的关系表明,加入氢将使 RP—/O_2的喷注动力学过程发生变化。 相似文献
15.
16.
17.
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
18.
19.
20.
Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术.本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作喷注器、主燃烧室、喷管延伸段.对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注.已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器.另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍.对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命.本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体.文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果.另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导.本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果.对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa.对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导. 相似文献