膏体推进剂火箭发动机点火特性

为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。     

低冰点推进剂对液体火箭发动机性能影响研究

针对低冰点推进剂在液体火箭发动机性能研究中的重要性,对使用MON25/DT3组合的低冰点推进剂液体火箭发动机的启动过程及稳态过程进行研究.建立了发动机系统的数学模型,采用Matlab/Simulink构造系统的仿真模型.根据仿真结果比较和分析了不同初温的推进剂对燃烧室压强、发动机比冲和推力等各方面性能的影响,得出了这三个参量与推进剂初温的拟合关系式.     

基于瑞利准则的火箭发动机稳定性缩比方法研究

针对高压补燃循环火箭发动机燃烧稳定性试验提出一种基于瑞利准则的稳定性缩比方法，通过量纲分析得到决定稳定性相似的关键参数，给出缩比尺度的确定方法。通过缩比准则，可使推进剂种类和喷前温度不变、喷注速度不变、混合比不变，喷注器和燃烧室同全尺寸发动机分别几何相似，缩比发动机燃烧室压力大于推进剂超临界值。算例分析结果表明，该方法得到的缩比发动机燃烧室的压力和流量等大幅降低。     

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响１引言冲压火箭发动机为一个双模态推进系统，由一个固体火箭发动机和一个吸气式冲压喷气发动机组成。［１］。燃烧室起初装有固体推进剂，用于助推飞行阶段。助推阶段结束后，空的燃烧室被用作冲压喷气模式燃烧室，...     

固体火箭发动机瞬态内流场数值仿真

利用FLUENT的用户自定义函数定义固体推进剂燃面的边界移动和燃面的质量添加,考虑压力和流速对侵蚀效应的影响,对内孔燃烧固体火箭发动机的瞬态内流场进行了研究。采用标准kε湍流模型,隐式耦合算法计算了喷管和燃烧室一体化内流场。得到了内弹道各参数随时间变化和空间分布情况、装药动态燃烧过程,以及侵蚀效应对发动机燃烧室压力分布和固体火箭发动机工作过程的影响。     

ASALM—PTV隔热燃烧室的试验与分析

引言先进的战略空射导弹——推进技术验证系统(ASALM-PTV)是一个一体化火箭/冲压发动机。火箭发动机当作助推器,冲压发动机提供加速和巡航力。冲压发动机燃烧室还装填固体火箭推进剂。一旦冲压发动机工作就一定要保护燃烧室金属外壳免受高温燃气的影响。     

微博互动

正@sun_r1se:固体火箭发动机是什么?指的是燃料为固体还是其它方面?答:固体火箭发动机(solid propellantrocket engine)全称"固体推进剂火箭发动机"。使用固体推进剂的化学火箭发动机。一般由燃烧室、药柱、喷管和点火装置组成。燃烧室通常是导弹结构的一部分。药柱由点火装置点燃,在燃烧室中燃烧,化     

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。     

无喷管火箭发动机在低频振荡燃烧分析器上的应用实验

为进行无喷管火箭发动机的燃烧实验，探讨了该发动机在相对推进剂固有压力变化的低频振荡性特性分析中应用的可能性，以理论响应函数为前提，比较了推导振荡开始理论值与实验结果，明确了决定参数的方法给出的响应函数比较妥当，给出的燃烧特性量也是有效的，但同时也明确了所得响应函数随实验条件不同并非一致，从而明确了根据发生的振荡时间放大率求直接响应函数的L燃烧室法对于无喷管火箭发动机也有效。     

液氧/甲烷小推力发动机及其变推力技术研究进展

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容。从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景。     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(1)——采用铝时的燃烧特性

1.绪言火箭/冲压发动机,是使火箭的不完全燃烧生成物与进入飞行体的冲压空气进行再燃烧的发动机。有人称它为管道火箭或简称冲压火箭。因为大部分氧化剂由空气代替,所以这种发动机不仅经济性好而且比推力也有所提高。特别是在火箭中采用固体推进剂时,火箭发动机不仅兼有燃料箱,燃料泵及燃料喷射阀的机能,而且也兼作从火箭发动机(下称一次燃烧室)喷管向冲压发动机燃烧室(下称二次燃烧室)喷出的一次燃烧生成物进行第二次燃     

固体推进剂管道火箭推进系统

本文讨论一种固体推进剂管道火箭推进系统。这个系统基本上是一个能向冲压发动机燃烧室排入富油燃气的固体推进剂燃气发生器,在冲压发动机燃烧室中,富油燃气将进一步燃烧,并由尾喷管排出。本文介绍了这个系统,及其固有的优缺点,同时还叙述了锡奥科耳化学公司发展管道火箭的历史。由理论计算、风洞试验和飞行试验确定的管道火箭的性能参数,本文也做了有限的讨论。对于设计的革新和将来的发展,本文也做了简要的讨论。     

双脉冲火箭发动机燃烧试验

为获得最佳高性能火箭发动机,对两级脉冲(双脉冲)火箭发动机作了评定性试验。在这个评定试验中便用的双脉冲发动机由两个燃烧室、两个点火器和一个收敛-扩张型喷管组成。两个燃烧室由一个带多个排气喷口的保护盖(称为喷气盖)分开,彼此独立。尾部为助推级燃烧室,前面为主燃烧定。喷气盖用于保护主燃烧室内的推进剂,使其免受助推药柱燃烧时产生的高压和高温的影响。喷射杆嵌入在喷气盖上的喷孔内,当主燃烧室内推进剂燃烧产生一定压力时,它可以很容易地被喷射出去,点火试验结果表明喷气盖工作非常有效,象预想的那样产生了两级脉冲推力。     

液体火箭发动机喷注器不规则性的计算机模拟

本文提出了分析液体火箭发动机燃烧室中的三维两相反应流体的计算机模型。设计该模型是为了研究液体推进剂喷注的非均匀性对燃烧室中流态、燃烧和传热的影响。使用了用以描述多分散喷雾流动、蒸发和燃烧的欧拉-拉格朗日方法。考虑了相与相之间的偶合效应。利用了非正交的附体坐标系和守恒控制体公式。本文使用了 K-ε湍流模型、两步化学反应模型和六向辐射模型。利用半经验模型来描述化学反应速率及相与相之间的偶合项。本文旨在证实利用分析方法来预示在火箭发动机燃烧室中推进剂喷注的非均匀性对燃烧及传热的影响。结果说明该模型有希望应用于液体推进剂火箭发动机的综合模型。     

微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法,并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台.此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成.点火器采用电点火方式.对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论,提出了相应的设计原则和方法.用这种方法设计的火箭质量仅为2 g,比冲在230～860 N·s/kg范围内,测量到的推力达到24～230 mN.     

装有或没有锥形旋流器的管道式侧向进气道冲压火箭复合式发动机流场

为评估圆顶燃烧室中安装锥形旋流器后产生的效能，研究了安装或不装锥形旋流器的管道式侧向进气道冲压火箭复合式发动机流场。锥形旋流器的使用将改善流体图谱并加强燃烧室流体涡旋强度以便以解燃烧室过热部位并进一步提高油／气混合效率。用ＫＩＶＡ３程序对燃烧室流场进行了模拟和计算。模拟结果表明这种锥形旋流器有一定的优越性。燃烧室加装锥形旋流器以后，其流体展现出强的旋涡；已发现切向动能约为总动能的三分之一。这种锥形旋流器也可以破坏旋涡结构，这种破坏起到了气动火焰稳定器作用，也稳定了燃烧流场。然而锥形旋流器结构也确实会带来更多的压力损失，这种压力损失对导弹性能的影响有待进一步加以评估。固体推进剂损失的这种形响也需要进行讨论。     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

阿里安火箭第十八次飞行失败原因查明

阿里安火箭第18次飞行事故原因已在7月2日事故调查委员会向欧洲航天局递交的调查报告中给以定论。调查委员会的专家们肯定,这次发动机上使用的组合件没有什么问题。近来两次事故(指V15、V18飞行故障一译注)都出现在发动机点火程序期间。这次点火器在燃烧室内产生“压力峰”前显然是起作用的。“压力峰”是由点火时推进剂混合不好引起的。“压力峰”不正常地上升,由推进剂管路内的气穴使发动机熄火。     

催化床对凝胶火箭发动机工作过程的影响

为了研究相关喷注参数及催化床结构对凝胶火箭发动机燃烧室内流场及工作特性的影响,运用Fluent软件并基于DPM,k－ε标准湍流模型等,对具有不同催化床长度的单组元凝胶单推－3火箭发动机燃烧室内的工作过程进行了数值模拟;结果表明：催化床长度越长,由于氨气分解率的升高,燃烧室温度反而较低,燃烧室压力随之降低。推进剂液滴与催化床间的交互作用,如渗透距离,也对反应特性有相当重要的影响。