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火箭发动机尾焰流场注水降温效果初探 总被引:5,自引:5,他引:5
为了对超声速高温燃气射流的注水降温机理进行探索,对该类流场进行了数值模拟和实验研究。气-液两相流场采用Mixture多相流模型进行计算,液态水的汽化过程通过耦合水的汽化方程来模拟。实验现象采用高速摄影和红外热像仪进行拍摄,并且在冲击平板上布置了热电偶温度测点。通过对仿真计算得到的温度云图与实验结果进行比较发现,无论是流场形态还是温度场分布,两者都十分吻合,证明了计算模型的适用性。结果表明:液态水和燃气的掺混汽化吸热效果显著,高温区域由于注水影响缩小到一个类锥形区域;迎气面温度大大降低,热冲击烧蚀效应得到有效缓解,尤其是中心部位降温效果最为明显,注水后温度仅为原温度值的60%左右。 相似文献
264.
采用溶胶-凝胶法,利用Al2O3-Y2O3-SiO2溶胶中氧化物与基体中的Si3N4颗粒反应制备一层致密A1-Y-Si-O-N陶瓷涂层.主要研究了烧结温度对陶瓷涂层的组织和性能的影响,利用XRD和EDS分析涂层的相组成和微区元素组成,通过SEM观察涂层的微观形貌.结果显示:在1 400℃烧结时,能够制备出较为致密的陶瓷涂层,涂层由β -siMon,Si2ON,SiO2和非晶相组成;与基体相比,试样的吸水率下降了32.8%~90%,强度提高了2.1%~25.9%. 相似文献
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水燃比是水冲压发动机的重要工作参数。水燃比过大易造成内流场温度降低,实际工作中低温可能引起水蒸汽液化和金属/水反应停止,以致降低发动机性能。为减少这类情况的出现,针对两次进水的水冲压发动机,提出了试验总水燃比及一、二次水燃比选择方法。该方法以发动机热力计算的最优理论水燃比为基础,考虑试验过程中实际热损失的影响对其进行了修正。针对不同水燃比的影响,对某型试验水冲压发动机进行了地面直连试验研究,结果显示存在最佳总水燃比及一次水燃比使发动机性能达到最优,同时证明了该水燃比选择方法合理可行。 相似文献
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268.
基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。 相似文献
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整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求. 相似文献