共查询到10条相似文献,搜索用时 15 毫秒
1.
喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据. 相似文献
2.
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。 相似文献
3.
4.
5.
在航天飞机固体火箭助推器发动机静态试验期间,在测到的推力中有低频脉动现象出现。可以认为测到的这些推力脉动与燃烧室内的压力脉动有关,但这种推力脉动要比仅从内弹道学观点来考虑由观察到的压力脉动直接引起的推力脉动大得多。本文介绍模拟试验台上发动机用的数学模型的研制情况,还介绍了燃烧室小振幅压力脉动对所测得推力影响的分析研究。 相似文献
6.
7.
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 相似文献
8.
9.
《导弹与航天运载技术》1986,(3)
为了支持民兵导弹第三级产品质量保证试验计划,1973年3月5日在火箭研制试验台(J-5)发动机试验装置(ETF)上对LGM-30G第三级固体推进剂火箭发动机PQA-103进行了点火试验。发动机的内弹道特性、液体喷射推力矢量控制系统、滚控系统和推力终止系统的性能都满足型号技术规范的要求。在压力高度为102000英尺的条件下,于发动机点火之前2.5秒,按预定的程序进行了滚控燃气发生器与液体喷射推力矢量控制隔离点火器的点火,发动机是在压力高度为101000英尺的条件下点火的。发动机点火延迟时间为89毫秒,点火后59秒,在燃烧室压力为75.3磅/英寸~2绝压下发动机推力终止。在59.93秒长的开车时间内,发动机产生的未增强的真空总冲量为2083103磅·秒。未增强的真空比冲是284.96磅·秒/磅。推力终止时的最大级间压力满足技术规范的要求。发动机点火后,其结构的完整性符合要求。 相似文献