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针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明:推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用(15±1) m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。 相似文献
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C/SiC复合材料推力室应用研究 总被引:2,自引:0,他引:2
C/SiC复合材料密度低、耐高温、抗氧化、抗烧蚀,并且具有非常好的高温力学性能,是制备高性能液体火箭发动机推力室的理想材料.本文从C/SiC复合材料燃烧室结构计算、无损探伤及C/SiC与金属连接等方面,论述了上海空间研究所在C/SiC复合材料应用于液体火箭发动机推力室方面的基础研究及应用进展. 相似文献
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为了分析推力室壁应力和变形分布情况,研究推力室失效位置和失效机理,建立了一种弹塑性有限元分析方法。建立推力室一维流动传热模型,为结构弹塑性分析提供输入。进一步建立推力室壁在温度和压强载荷下的二维弹塑性计算模型,分析了在预冷-工作-后冷-关机的工作循环下推力室壁的应力应变响应,比较了温度载荷和压强载荷的作用程度,并预估了推力室使用寿命。结果表明:推力室壁产生的弹塑性变形是由温度载荷和压强载荷共同作用所致,温度载荷起主导作用。推力室内壁冷却通道中心位置最先发生失效破坏,限制了推力室的使用寿命。从计算时间和准确性来说,该方法能够为再生冷却通道的优化设计和性能估算提供参考。 相似文献
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Astrium的航天基础技术分部(SI)正在研究下一代部分可重复使用和可重复使用液体火箭发动机的相关技术.本文总结了对以下主推力室组件所进行的技术研究工作喷注器、主燃烧室、喷管延伸段.对于高性能分级燃烧循环发动机,先进喷注器的研究重点是气态推进剂的喷注.已经为Astrium的燃烧室设计了能够喷注液氧、冷却剂氢和预燃室热气体的喷注器.另一项工作是低成本喷注器方案研究,使单喷嘴的质量流量为标准喷嘴的四倍.对于主燃烧室,可以预见的可用技术是提高可重复使用推进系统中推力室的寿命.本文研究了一种弹性内衬和一种先进热防护壳体.文中给出了这两项技术的缩尺燃烧室试验结果.另一项主要工作是增加先进高性能胀膨循环发动机燃烧室壁的热传导.本文汇总了不同结构的缩尺燃烧室试验结果.对于喷管延伸段,研究重点是陶瓷基复合材料喷管延伸段,最近对缩尺试验件进行了试验,将燃烧室试验压力提高到8MPa.对于未来的高面积比方案(HARC),最近正在设计一种热量测量喷管延伸段,用于测量在满流和分离流状态下的热传导. 相似文献
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论述了钨铼热电偶的特性及测试方法。对钨铼热电偶采用几种不同的测试方法进行实际测试,得出的结果基本一致。同时,对影响测试结果的某些因素进行了分析。 相似文献