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固体火箭冲压发动机补燃室冷态流场实验研究 总被引:1,自引:1,他引:1
利用相位多普勒粒子分析仪,在球缺型多级多切轴向喷孔与双侧下颚进气道相配合的实验模型上,测量了固体火箭冲压发动机补燃室内气流掺混流场。通过减小测量壁面厚度解决了曲面上激光聚焦问题。实验结果表明:(1)旋流角度为0°,在进气道一侧下游区域有一较大的回流区,这是由于进气道气流流入补燃室时,其流动方向与补燃室壁面有一夹角,流动方向出现一突扩区域所致。(2)有旋流时,补燃室通过轴线截面上回流区域减小,强度减弱,但沿轴线横截面上,回流强度增强。 相似文献
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基于国内外粉末火箭发动机的研究基础以及工业上粉体燃烧器设计方法,提出了一种Mg/CO2粉末火箭发动机构型和氧化剂气体分3次进气的燃烧组织方案,并针对其工作过程开展了实验研究。主要研究了在氧燃比为4∶1条件下,氧化剂不同进气方案时发动机的燃烧效率和燃烧室内沉积情况,从而为后续的Mg/CO2发动机多次起动实验工况参数设定提供依据。发动机热试实验结果表明:当燃烧室头部氧燃比较大时,发动机稳焰失败,无法正常工作;发动机热试实验中燃烧效率最高为64.0%;当氧化剂进气方案满足流化气、旋流气与侧向气量配比为2∶0.5∶1.5时,燃烧室内基本无沉积。 相似文献
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含铝固体推进剂在燃烧过程中会产生铝液滴和三氧化二铝液滴,准确的铝和三氧化二铝液滴物性参数对发动机内燃烧、流动等多物理过程的精细化数值研究及工作性能的精确预测具有重要影响。为获得精确的物性参数,针对液态铝和三氧化二铝的密度、黏度、表面张力、导热系数及定压比热容等物性参数,综述国内外实验研究现状和不同温度下的计算方法,对比分析各实验和计算方法的精确度和适用性。结合固体发动机高温高压环境,提出了适用于发动机内铝和三氧化二铝液滴的物性参数计算方法。得到的物性参数计算关系式可为发动机内多物理过程的精细化研究提供参考。 相似文献
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新型粉末火箭是以颗粒形态燃料或氧化剂为主要推进工质,以少量流化气体为输送介质的火箭推进系统,具有推力可调、多脉冲工作的功能和结构简单、环境温度适应性强、工作可靠性高等性能优势,在近地空间开发、深空探测等领域具有深远的研究价值。本文针对粉末火箭发展历史及技术现状进行了概述分析,并以此梳理出粉末推进剂装填与改性、粉末供给输送、粉末喷注与燃烧等主要关键技术,并对包括冷态标定、常压点火以及样机试车等粉末火箭发动机系统研究过程进行了介绍,同时提出了高性能粉末推进剂研究、发动机低压点火、粉末输送分流与多点喷注、发动机系统控制、环境温度适应潜力等是粉末火箭发动机技术的发展方向。通过对粉末火箭发动机研究经验归纳整理,明确了粉末发动机自身工作特点与优势。 相似文献
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设计了一种凝相颗粒收集装置,可对燃烧室内不同聚集状态下的粒子进行完整的收集,并对颗粒的形态影响较小。针对HTPB推进剂,开展了不同流通面积和颗粒浓度条件下的粒子收集实验,利用扫描电镜和激光粒度分析仪,对收集到的粒子进行了分析。结果表明,不同聚集状态下的凝相颗粒粒径均分布在0.1~200μm之间,随着流通面积的减小,小于3μm的颗粒逐渐减少,3~10μm之间的颗粒变化不大,大于10μm的颗粒逐渐增加,颗粒平均粒径d43和d50均逐渐增大,且d43和d50的变化率也逐渐增加;随着颗粒浓度的增加,颗粒平均粒径d43和d50增大较明显。 相似文献
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