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101.
氢氧同轴式喷嘴燃烧性能试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究氢氧直流同轴式喷嘴的结构参数和工作参数对燃烧性能的影响,进行了热试验和分析,并拟合出了喷嘴缩进深度、速度比和动量比与燃烧效率的关系。研究表明:氧喷嘴缩进深度、氢氧喷射速度比和动量比等是影响氢氧同轴式喷嘴燃烧性能的主要因素,其中喷嘴缩进深度的影响最为显著。 相似文献
102.
103.
104.
105.
106.
为增进对液氧煤油火箭发动机同轴离心喷嘴燃烧不稳定性过程的理解,在大气环境下进行了同轴离心喷嘴的自发激励燃烧不稳定性试验。试验采用单喷嘴敞口模拟燃烧室,高温的氧气和空气混合物从同轴喷嘴的直流喷嘴喷注,高温的煤油蒸气从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注。通过逐步改变氧化剂流量使模拟燃烧室内产生自发激励高频燃烧不稳定性,使用脉动压力传感器和黑白高速相机记录稳定和不稳定燃烧工况下的脉动压力和火焰。研究发现:气气同轴离心喷嘴的自发激励高频燃烧不稳定过程呈现“滞后”现象;不稳定工况下的火焰均为脱口火焰,火焰特征长度约等于喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离;气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。 相似文献
107.
根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学影响规律。结果表明:在标准长度和最佳长度2种条件下,开口率对喷嘴抑制能力的影响差别很大。合理选择开口率和喷嘴长度能够有效提高喷嘴抑制能力。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。 相似文献
108.
Periodic atomization characteristics of simplex swirl injector induced by klystron effect 总被引:3,自引:1,他引:2
The atomization dynamic characteristics of a simplex swirl injector was investigated experimentally by using a hydrodynamic mechanical pulsator and the shadow photography technique. The frequency response characteristics of the fluid film and atomization fluctuations and their correlations with pressure fluctuations were obtained by using an in-house code of image processing. It is demonstrated that the klystron effect induced by periodic pressure fluctuations results in periodic liquid film fluctuation with large amplitudes, periodic superposition of droplets and reduction of the breakup length. It was found that the atomization of the simplex swirl injector only responds to the pressure fluctuation in frequency range approximately from 0 to 300 Hz, and it is particularly sensitive to pressure fluctuations at frequencies from 100 to 200 Hz. According to this experiment, the responsive frequency limitation is merely affected by injector configuration, rather than the supply line. 相似文献
109.
高室压脉冲液体火箭发动机特性试验 总被引:2,自引:1,他引:1
为了研究高室压脉冲液体火箭发动机工作原理,增压规律以及脉冲特性,通过一系列冷热流试验对试验发动机进行了研究。冷流试验中使用水和氮气作为工质,试验发动机实现自主脉冲工作,验证了差动式可移动活塞应用在推力室中具有增压效果。热流试验中使用气氧/酒精为推进剂,使用传统挤压式推进剂供给系统。在可移动喷注器行程0.8mm条件下,获得9次连续脉冲,燃烧室峰值压强5.511MPa,高于推进剂供给压强(氧气路3.761MPa,酒精路4.424MPa),表明在相同的推进剂供给压强下,高室压脉冲液体火箭发动机能提高燃烧室压强。 相似文献
110.
超声速燃烧气动斜坡喷注器研究 总被引:2,自引:2,他引:0
为增强超声速燃烧过程的燃料混合,设计了通过喷嘴阵列形成流向涡强化混合的气动斜坡实验件.在直连式实验台上对气动斜坡实验件进行了纹影及油流谱等冷试实验研究.并采用大涡模拟(LES)方法数值模拟了超声速流场中气动斜坡的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡喷注器的喷嘴阵列设计能有效加速喷流后流向涡的卷起,提高掺混特性;其燃烧过程也能使喷流形成的剪切层上抬,增进混合;由于喷流方向与主流方向夹角较小,总压损失也较物理斜坡、横向喷流等混合增强方式小. 相似文献