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硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命。针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种“外密内疏”流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论。开展了基于传统喷注器结构和新型“外密内疏”喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1 200 s长稳态工作。提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考。 相似文献
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固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合,是一种具有良好应用前景的火箭动力系统。氧化剂喷注燃烧特性是固液火箭发动机性能和可靠性的决定性影响因素之一。按照喷注介质的物理聚集态,固液火箭发动机常用气体喷注器和液体喷注器两类。气体喷注器的典型喷注介质为气氧(GOX)、催化过氧化氢(H2O2),液体喷注器的典型喷注介质为液氧(LOX)、高浓度H2O2、氧化亚氮(N2O)。对国内外研究机构开展各类喷注器的高效喷注燃烧技术的代表性研究进行了分类介绍,对其典型探索性工程实践中使用的氧化剂喷注方案进行了梳理总结,分析归纳了固液火箭发动机高效喷注燃烧的主要关键技术,即氧化剂喷注稳燃技术、喷注流场高效药柱传热技术、喷注流场高效推进剂掺混技术、喷注结构长时间热防护技术。 相似文献
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液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究 总被引:6,自引:0,他引:6
针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。 相似文献
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空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题,具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜/辐射冷却的机制,并给出某些情况下估算壁温的方法。 相似文献
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叙述的一种实验装置,可用来研究可贮存液体发动机的喷射区对声学干扰的整体响应特性.这一装置是以ONERA(法国国立宇航研究所)已成功地应用在固体火箭发动机中的方法为基础的.其中包括了用间歇调制喷管喉径的方法使一台模型小火箭的周期性振荡频率接近其一次纵向振型.在此情况下的喷射区的响应特性是由测量其一次纵向振型压力振荡的阻尼值来定量的,在以前的一篇文献中业已证明:在一台小型液体火箭发动机中,有可能触发出其一次纵向振型,并精确地测出不同阻尼值与参数变化之间的关系,例如用不同的喷注器、燃烧室压力、不同种类的燃料及喷管进口截面比等变化情况.这些实验采用了轴向喷注器,并假定推进剂的喷射和燃烧主要是受声压振荡干扰的(压力耦合).叙述在沿燃烧室全长的一半处装有径向喷注器的火箭发动机试验.试图用这种方式使喷雾和燃烧区受到声速扰动(速度耦合).并研究各种喷注器型式、燃烧室压力和燃料对声速扰动的影响.其间曾出现过若干自然的燃烧不稳定现象.还叙述用轴向喷注器进行的一些补充试验.对这两类实验结果加以比较即能鉴别压力耦合和速度耦合的不同特性.从某个技术角度看来,如果证实这类小型火箭发动机所获得的实验结果能转用于大型发动机,那么这种实验装置对研究液体火箭发动机的不稳定燃 相似文献
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为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展。首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理、工程研制、雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题。分析表明,液液针栓喷注器、气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究。雾化特性中特别需要关注的是雾化角、混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性。燃烧特性中需要深入研究温度分布、火焰结构和燃烧稳定性。 相似文献
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飞行器的一种控制执行机构——变推力火箭发动机调节系统性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍一种可用于飞行器控制系统中的动力装置——变推力火箭发动机的系统方案。根据控制系统的要求,对发动机可调文氏管——喷注器系统的结构参数选择和设计,推导出数学表达式,并对这种发动机控制系统的动态性能和稳态性能加以分析。变推力液体火箭发动机,通常都是利用改变推进剂的秒流量来实现推力调节,其方案可利用喷注器流通截面的变化,或者在发动机供应系统中设置流量调节器,改变流量达到推力调节的目的。但是比较完善的方案是发动机供应系统和喷注器系统对推进剂的流量都进行调节。供应系统中的调节器用来调节推进剂的流量和组元混合比,喷注器流通截面的变化保证推进剂的喷射速度和雾化质量。供应系统中的流量调节器通常是采用可调节流量文氏管。在一般文氏管中加上一个可沿文氏管中心线移动的同心锥,调节锥的纵向移动改变文氏管的流通截面积,调节推进剂的流量。并且文氏管往往处于汽蚀状态下工作。 相似文献
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本文介绍了流量定位变推力发动机的方案选择、系统结构和研究过程。该发动机用以单片机为主体的数控器控制;取消了常规双调变推力发动机的杠杆系统,依靠液压作动的流量调节阀调节流量与混合比;流量控制的变截面喷注器保持喷注速度。发动机结构简单,质量小。从1989年元月至1992年12月.共生产发动机6台,热试车76次,累计时间1672秒。试车结果表明:发动机工作可靠、性能良好。除最低工况外,阶跃响应时间小于40ms,混合比控制精度为±3%,室压精度为±5%,燃烧效率大于0.90,主要性能指标超过了预定值,达到了目前国际水平. 相似文献
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《火箭推进》2018,(5)
高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。 相似文献
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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