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题名推力室涡流冷却技术试验研究
被引量：7
- 1
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作者
李家文
唐飞
俞南嘉
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第6期956-960,共5页
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文摘
涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。
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关键词
液体火箭发动机
涡流冷却推力室
点火试验
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Keywords
Liquid rocket engine
vortex-cooled thrust chamber
Hot-fire test
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分类号
V434.24
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名涡流冷却推力室燃烧效率分析
被引量：5
- 2
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作者
李家文
王化余
叶汉玉
俞南嘉
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第11期1507-1512,共6页
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文摘
为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5%半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。
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关键词
液体火箭发动机
涡流冷却推力室
热试车
燃烧效率
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Keywords
Liquid rocket engine
vortex-cooled thrust chamber
Hot-fire test
Combustion efficiency
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分类号
V434.24
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名150 N气氧/煤油发动机涡流冷却技术试验
被引量：1
- 3
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作者
王勇
巨乐
杨伟东
洪流
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机构
西安航天动力研究所
西安航天动力研究所
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出处
《火箭推进》
CAS
2020年第3期26-32,共7页
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基金
国家自然科学基金(51606138)。
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文摘
为探索百牛量级姿控发动机采用气氧/煤油涡流冷却推力室的可行性,开展了涡流冷却技术的试验验证工作。在理论分析和数值仿真的基础上,完成了150 N气氧/煤油涡流冷却推力室设计。数值仿真结果表明:内旋流区域占燃烧室直径Dc的87.8%,燃烧化学反应发生在39%~81%Rc的环形区域。经热试考核,燃烧室点火可靠,工作稳定,燃烧效率达0.91;形成了有效的气膜冷却,壁面和头部热防护可靠,充分验证了内外双漩涡结构的存在。
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关键词
姿控发动机
气氧/煤油
涡流冷却推力室
数值仿真
热试
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Keywords
attitude control engine
GO/kerosene
vortex-cooled thrust chamber
numerical simulation
hot-fire test
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分类号
V434.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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