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961.
962.
Metal/N_2O粉末火箭发动机实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
采用气压驱动供粉方式,开展了Metal/N2O火箭发动机点火实验。通过分析活塞位移及燃烧室压强振荡,研究了两相流动特性。根据液滴燃烧模型,分析了燃烧室压强、颗粒滞留时间、氧燃比等因素对发动机燃烧效率的影响。通过以上研究,验证了此种发动机的优良性能。结果表明,输送管路中固相浓度脉动幅度在颗粒粒径40μm、两相流空隙率97%、氮气流动速度27 m/s情况下小于±0.36%;Mg/N2O实验平均特征速度效率在燃烧室压强0.5 MPa情况下高达96.4%,Al/N2O实验在燃烧室0.91 MPa情况下燃烧效率达到88.5%;提高燃烧室压强、颗粒滞留时间,可提高燃烧效率,但氧燃比对燃烧效率影响较为复杂。 相似文献
963.
964.
建立了垂直进水的水冲压发动机地面直连试验系统。采用垂直进水方式,消除了进水冲量对轴向推力的影响。通过在进水管路上安装汽蚀文氏管,解决了发动机试车过程中流量不稳的问题。基于含镁量50%的固体推进剂,对某型水冲压发动机进行了两组不同水燃比的地面直连试验,试验过程中采集了发动机燃烧室压强、进水流量和发动机推力等数据。对两组试验数据的燃烧效率和比冲分析表明,水燃比的适量增加,有助于发动机性能提高。该试验结果符合之前的理论预估,证明了水冲压地面直连试验技术的有效可行。 相似文献
965.
为了探讨由圆柱孔和锥形支孔组成的双出口孔射流气膜冷却特性,利用商业软件对气膜冷却下的流场和温度场进行三维数值模拟。主流雷诺数为10 000,吹风比变化范围为0.5~2.0。计算得到了冷却效率云图、冷却效率径向平均值以及近壁面处流场和温度场分布。研究结果表明,圆柱形孔射流的冷却效率数值模拟结果和实验数据吻合得非常好,双出口孔射流的冷却效率相对于圆柱形孔射流的冷却效率明显提高,径向分布非常均匀。双出口孔射流的流动结构和单圆柱孔射流的流动结构明显不同。随着吹风比的增加,冷却效率增大。基于冷却效率的最佳吹风比为1.5。 相似文献
966.
涡轮燃烧技术在涡扇航空发动机上的应用分析 总被引:4,自引:0,他引:4
分析了采用涡轮燃烧技术后的涡扇航空发动机的性能。分析结果表明:采用了涡轮燃烧技术以后,航空发动机的效率、推重比都得到了较大的提高。同时分析了采用涡轮燃烧的两种技术方案:一种是在静叶片间安装喷嘴,属于多级燃烧技术;一种是将整个涡轮作为一个大燃烧室,类似于高温空气燃烧技术。 相似文献
967.
968.
969.
970.