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101.
102.
为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。 相似文献
103.
104.
25t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧腔流动仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不同方案氧腔内的流场分布以及喷嘴出口流量分布,对比分析了均流板和液氧入口结构对出口流量均匀性的... 相似文献
105.
运用“抛物”化了的椭圆型方程,从推力室内壁开始迭代计算,逐层向中心推进,通过对推进方向和边界条件的约束,实现了由边界上的网格分布和推进方向直接控制内邵网格,大大缩短了网格生成所需计算机时,使生成的网格具有良好的正交性和合理性。 相似文献
106.
研究了液体火箭发动机推力室扩张段的钎料布局及用量工艺方案,根据现有设备及生产条件选用正确的钎料,通过扩张段模拟试验件的钎焊试验,确定了钎料的用量及分布,并运用于正式产品的钎焊.经过检测,未产生钎料堆积及堵塞且符合设计要求的承载能力. 相似文献
107.
推力室的喷管及套筒的气动传热研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文运用计算流体力学软件CFX和非稳态热传导的方法,对高空发动机98N推力室的喷管进行了流场计算和喷管外的套筒非稳态传热计算,也就是对喷管进行了气动传热研究。同时依据试车程序对喷管外的套筒进行了计算壁温和实测壁温比较。比较后表明:试车实测壁温和计算壁温变化趋势一致,其最高壁温值出现的时间和大小均一致。 相似文献
108.
109.
一、小组概况 本次QC小组活动是根据科研生产的需要,对于航天产品推力室在研制过程中出现的问题,运用QC活动的分析方法和管理程序,充分发挥小组成员各自的技术特长,通过分析改进,解决了问题,达到了目标,取得了满意的效果。小组由研制推力室的设计部门和生产单位的工艺生产人员联合组成。 相似文献
110.
1995年以后的科学和军事空间任务需要将一个结构庞大、有效载荷重的空间站输送到低地球轨道上.但目前的空间运载系统满足不了这一要求,因此,Visek,W.A.提出了一种新的助推发动机方案(见图1,2).在液氧/碳氢助推发动机中输入液氢不仅可以冷却推力室,驱动燃气发生器,而且可以稳定和改善燃烧性能.这可以大大消除设计人员在高压、重复性使用助推发动机中应用碳氢燃料时的风险.这一方案在低成本条件下可提高飞行器性能并为工作适应性创造了条件. 相似文献