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381.
对流量突变条件下RP-3航空煤油的圆管流动与传热过程进行了实验研究。燃料流动与传热实验是在超临界压力为3MPa、燃料温度为300~650K、雷诺数为3000~60000范围内进行的。实验同步测量了圆管煤油温度、壁温、油压的沿程分布,并应用基于动量与能量守恒的非定常控制体分析方法,获得了航空煤油壁面摩阻系数与传热努塞尔数的分布。实验结果表明:当煤油温度未超过临界值(约650K)、处于过压液态时,该实验条件下的入口流量的突增或者突减过程对摩阻系数与努塞尔数的影响很小。   相似文献   
382.
RP-3航空煤油层流燃烧特性的影响因素   总被引:2,自引:0,他引:2  
为了获得RP 3航空煤油燃烧特性的主要影响因素,在定容燃烧弹中试验测量了初始温度范围为390~450K、初始压力范围为01~07MPa、当量比范围为06~15条件下RP 3航空煤油的火焰发展特性,并分析了RP 3航空煤油火焰稳定性与层流燃烧速率的主要影响因素。结果表明:无拉伸火焰传播速率与层流燃烧速率随初始压力的升高或初始温度的降低而逐渐降低,但燃烧压力峰值却逐渐升高;随当量比的升高,无拉伸火焰传播速率、层流燃烧速率与燃烧压力峰值呈现先增加后降低的趋势,无拉伸火焰传播速率与层流燃烧速率在当量比为12时达到最大,燃烧压力峰值在当量比为10达到最大;马克斯坦长度随当量比的增加或初始压力的升高而逐渐变小,火焰前锋面稳定性变差,但是,初始温度对马克斯坦长度的影响不确定。   相似文献   
383.
高硅氧/酚醛喷管扩张段的温度场计算与测定   总被引:1,自引:4,他引:1       下载免费PDF全文
王思民  周旭  何洪庆 《推进技术》1990,11(5):23-29,68
本文通过圆柱座标系径向瞬时热传导偏微分方程,对喷管硅基内衬扩张段进行了温度分布数值计算.喷管结构是以石墨为喉衬,高硅氧/酚醛为收敛段、扩张段内衬,并为喉部背衬;壳体是钢.计算中考虑材料烧蚀时形成炭化层、热解层、原始材料层等多层结构,以及烧蚀边界的退移和材料物性随温度的变化.通过座标变换,将移动边界问题转化为定边界问题,计算结果与实验结果吻合良好.  相似文献   
384.
周汉申 《推进技术》1991,12(3):48-53
本文阐述了流体在喷孔中的流动特性.还通过实验得出了喷孔长径比、进口几何形状、进口倾角、表面张力对喷孔流量系数的影响及改进的方法.  相似文献   
385.
郭正  王广  刘君  周松柏 《推进技术》2008,29(5):578-582
采用燃气/空气双组元冻结流模型,基于任意多块对接结构网格求解三维N-S方程,数值分析了导弹助推器分离前侧向卸压喷流对尾舵气动力的干扰特性。得到了助推器推力终止侧向卸压过程中,喷流与外流干扰的非定常流场结构以及尾舵气动力的变化历程。分析结果表明,卸压开始后的一段时间内尾舵受到卸压喷流的屏蔽作用,尾舵气动力不能提供足够的分离冲量,此时对其进行舵偏控制将是无效的,尾舵控制时序应该自卸压开始延迟180 ms。  相似文献   
386.
进气道筒体纵向呈双S形曲度,分三块拉伸成形后,采用氩弧焊组合焊接;整个焊接组合件由筒体与角材连接(采用电阻缝焊和氩弧焊)而成。焊接时容易产生气孔、焊接变形和漏气,焊后整体气密检查困难,采用相应措施后,解决了上述问题。  相似文献   
387.
高混合比火炬式电点火器试验研究   总被引:1,自引:1,他引:1       下载免费PDF全文
孙纪国  王珏 《推进技术》2000,21(1):33-35
介绍了低温高混合比火炬式电点火技术的初步研究进展,包括有关的设计参数和试验情况。该点火器用电火花塞作为激励能源,氢氧推进剂通过一个位于头部的同轴式喷嘴进入点火室,大部分液氢用作冷却剂通过排放冷却方式冷却点火室。累计5次共50s的热试车表明,高混合比火炬式电点火器能实现可靠的低温点火,并具有较广的工况和混合比变化范围。  相似文献   
388.
塞式喷管型面优化   总被引:3,自引:2,他引:3       下载免费PDF全文
戴梧叶  刘宇 《推进技术》2000,21(5):26-30
为了使塞式喷管发动机的总冲最大,利用数值计算方法对塞式喷管型面进行了全习过程的优化。详细介绍了优化模型的建立过程及优化的假设与步骤,最后给出了典型优化的结果,其结果对塞式喷管的型面设计有很大的参考价值。  相似文献   
389.
从N-S方程出发,采用二阶精度的NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟,重点研究了单元喷管的倾角的塞锥的截断长度在偏离设计高度时对性能的影响。结果表明,不管是在低于还是高于设计高度,随着倾角的增加,内喷管对推力的贡献在减小,塞锥和底部对推力的贡献却增大,而侧喷管的最佳倾角却基本相同,都在全长型塞式喷管设计角度附近。截断后的塞式喷管虽然减小了重量,但不管是在低空还是高空,性能均低于全长型塞式喷管,因此增加底部的推力是提高性能的一个重要途径。  相似文献   
390.
利用火箭喷管从亚声速、跨声速到超声速的非对称流动数学模型建立了计算喷管推力偏心的理论模型,并采用高精度有限体积TVD格式求解数值方程,可以对火箭发动机喷管的推力偏心特性进行评估与设计,并集成为Nvc软件。该软件完成了从喷管网格生成、数值计算到推力偏心分析全过程,界面友好,使用方便,大大提高了设计效率,通过大量的计算与试验结果的比较,计算结果可以满足工需要,减少试验次数,节约成本,具有广泛的用途。  相似文献   
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