整体式火箭冲压发动机实用型旋流器的设计和燃烧性能

本文提出一种设计和制造整体式火箭冲压发动机突扩燃烧室旋流进气通道的方法。为了确定不同的旋流流场对燃烧室性能的影响而分别对七个旋流器进行试验。燃烧室长径比(L_c/D)的变化范围为1.5～3,喷管喉部面积与燃烧室面积比(A~＊/ A_3)为40～60％。测量了在L_c/D=3时燃烧室结构下壁面的静压分布。在冷流状态时,探测了紧挨在旋流器下游的流场以确定实际涡流角与预估值的差别。通过付立叶快速变换法把燃烧不稳定性数据记录下来,进行连续光谱分析。