共查询到18条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
2.
混合比是液体火箭发动机的重要性能参数.某型发动机在飞行、试车过程中出现了混合比偏低问题,根据发动机系统特点,建立了发动机系统的静态特性模型,采用非线性分析方法对发动机混合比影响因素进行了研究.结果表明:泵扬程偏差和泵后主系统流阻偏差是发动机混合比偏差的重要影响因素,泵效率偏差和涡轮效率偏差对发动机混合比偏差影响很小;在... 相似文献
3.
《导弹与航天运载技术》1989,(11)
本文讨论了火箭推进的单级入轨运载器的发动机要求,并确定了一种特性符合那些要求的双混合比氢/氧分级燃烧发动机方案。这种发动机在本世纪末之前可以投入使用。为了使国家航天委员会设想的航天活动得到发展,以及为了满足空军、战略防御倡仪组织和美航宇局的要求,向空间运送物质的费用必颁得到大幅度的减少(大约一个数量级)。航天运输体系结构研究组织已提出了一种低操作费用的重复使用系统以达到这个目标。完全重复使用的单级入轨运载器显得最有可能,但发动机要求的困难最大。一个单一的推进系统必须同时具有发射阶段的助推器特性和完成弹道末段飞行的上面级特性。人们总是提出采用双燃料火箭发动机,但这种发动机非常复杂,并且要求有很大的技术发展(燃气活门、独特的喷管构形、环状燃烧室、燃烧室压力达到5000磅/英寸~2等)。普拉特·惠特尼公司通过自筹资金研究,已确定了一种不太复杂的双混合比(12:1和6:1)的氢/氧分级燃烧循环发动机,在助推器工作段,它以燃烧室压力为4000磅/英寸~2、氧化剂/燃料=12的状态工作,然后过渡到燃烧室压力为2700磅/英寸~2、氧化剂/燃料=6.0的降低压力的高空工作状态。这种发动机采用了创新的涡轮泵组件、无叶片冷却式涡轮、双喷咀主喷注器和轻重量的双工况喷管。这种发动机的内部工作特性(泵出口压力、燃烧室热通量等)都不超出目前的技术范围。对单级入轨系统的初步研究表明,用这种发动机的运载器和用航天飞机主发动机推进的系统比较,其干重减少25%。这种发动机在材料或性能水平方面不需要任何突破技术,仅需要对创新的组件构形进行验证。 相似文献
4.
5.
6.
为了研究固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导通畅性的影响,设计了火箭发动机和导流槽缩比模型并完成了发动机系留点火及注水试验。结果表明:向尾焰注水能够使流入导流槽内混合气体温度降低到原来的1/2,实现对导流槽的热防护;但大量的水蒸气生成并与燃气混合后进入导流槽,影响了导流槽的排导性能。为了解决该问题,建立了在Mixture多相流模型基础上的数值计算模型,在Mixture多相流模型中以源项形式添加液态水与燃气两相流作用过程中的质量和能量转移方程,通过与试验数据对比,验证计算模型具有较高的精度和可靠性,并进一步得出燃气流场和液体流场的相互作用和对导流槽的排导性能的影响。在此基础上分析了发动机喷管数量、导流型面曲线类型对导流槽排导通畅性的影响,为火箭发动机尾焰注水系统工程应用提供参考。 相似文献
7.
8.
试制了长纤维碳/环氧树脂复合材料发动机,通过耐压试验、燃烧试验、枪击试验和快速加热试验。评价了发动机壳体性能及其钝感特性。 相似文献
9.
10.
喷管对脉冲爆轰发动机爆轰噪声影响的实验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
喷管不但可以增加脉冲爆轰发动机推力,而且对脉冲爆轰发动机噪声的形成与传播也具有重要作用。为探索脉冲爆轰发动机爆轰噪声形成机理及控制技术,搭建了脉冲爆轰发动机噪声测试实验系统,在不同位置不同角度对3种不同类型喷管的脉冲爆轰发动机爆轰噪声特性进行了研究。研究结果表明,收敛扩张喷管对于减小脉冲爆轰发动机爆轰噪声幅值作用最为明显,在0°方向3 000 mm处可以达到77.13%的降幅;对于收敛喷管,收敛角度越大指向性越明显,而扩张和收敛扩张喷管的喷管出口面积越大指向性越不明显;喉部直径48 mm的收敛扩张喷管与管口直径280 mm和320 mm的扩张喷管对参考半径影响最为显著,参考半径由1 600 mm减小至800 mm. 研究结果对于爆轰噪声机理研究以及脉冲爆轰发动机工程化应用具有重要参考意义。 相似文献
11.
建立偏导射流伺服阀前置级流场精确且完整的数学模型,对伺服阀先导级设计和研究有着重要作用。将射流过程分为初次射流、偏导板压力恢复、二次射流、接收口压力恢复4个阶段,在前置级二次射流过程中分别采用不同理论模型来构建前置级流场完整的数学模型,对射流形态的演变过程进行了描述。分析发现,油液射流进入前置级流场与偏导板侧壁发生撞击,流动形态发生改变,一部分油液沿侧壁反向流出偏导板,另一部分油液流速降低在下游形成高压区。油液流出偏导板时受到分流器的作用,分别流入不同通道。根据节流模型流量和压力特性公式求得了压力增益,并建立起负载压力与偏导板偏移量之间的数学关系。数值模拟过程中,采用不同湍流模型对前置级流场压力分布进行了分析。通过数值模拟仿真结果、外特性实验结果与射流模型计算结果的比较和分析,验证了该模型描述射流特性的有效性和合理性。 相似文献
12.
为研究偏导射流液压放大器内部结构与伺服阀动态性能的内在联系,分别建立力矩马达、偏导射流液压放大器、功率级液压放大器的解析数学模型。分析接收口的复杂流动情况,提出一种简化的前置级液动力计算方法。构造偏导射流伺服阀完整模型,揭示射流口宽度、射流盘厚度及喷射口宽度对伺服阀动态特性的作用机理。针对整阀动态特性的漂移问题,探究了偏导射流前置级流量增益的非线性变化规律及其对动态特性的影响规律。仿真和试验结果表明,该数学模型能够有效地复现实际伺服阀动态特性,可为偏导射流伺服阀的设计和优化提供理论基础。 相似文献
13.
双面导流器排导规律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用发射燃气动力学三维仿真手段研究了双面导流器排导燃气的基本规律。仿真研究表明,燃气流经双面导流器呈蝶形排导规律;受双面导流器顶端干扰,燃气流在双面导流器顶端附近形成帽形脱体激波,并在双面导流器顶端形成驼峰效应;同时,由于受双面导流器及射流自身结构影响,在双面导流器腹部形成二次压缩激波和核状流元结构。在仿真研究基础上,开展的燃气喷流试验验证了双面导流器排导规律。 相似文献
14.
15.
16.
偏转板射流式伺服阀前置级液动力计算方法研究 总被引:1,自引:2,他引:1
针对偏转板射流式伺服阀前置级液动力的计算与检测问题,提出了基于矩形喷口和接收器的前置级节流模型,推导得出了液动力简化计算公式。从射流角度出发,建立了伺服阀前置级的二维流场模型,提出了两种基于仿真离散数据的稳态液动力的计算方法,即动量定理法和压力差法,进行了某型伺服阀的液动力计算。设计了前置级液动力的自动化测试系统,实现了对液动力的测量。仿真与试验表明,理论公式、基于离散数据的数值计算以及试验结果基本一致,从而为此类伺服阀的开发与优化提供了可行的方法和技术。 相似文献
17.
18.
利用火焰弯曲理论预测复合推进剂侵蚀函数的方法与应用 总被引:1,自引:1,他引:0
固体火箭推进剂的侵蚀函数目前还没有方便而有效的手段(无论理论方法还是实验手段)来获取,火焰弯曲理论能较好地揭示固体复合推进剂侵蚀燃烧现象,以此为基础,建立了火焰弯曲理论侵蚀函数方程,进一步求解得到随燃气流速变化的侵蚀函数。通过实例验证,该获取侵蚀函数的方法及获取的侵蚀函数具有较高的预示精度,满足工程计算要求,对于研究固体推进剂的侵蚀燃烧理论、获取固体火箭发动机侵蚀函数,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义,该方法仅适用于AP复合推进剂。 相似文献