简介:上面级姿控发动机常常无条件采取主动温控,喷注管是发动机低温可靠工作的薄弱环节,其低温工作可靠性问题被列为全箭可靠性研究专题之一.基于能量守恒原理,提出推力室毛细喷注管和集合器、喷注板、支架等主要部件在真空深冷环境中耦合传热的物理模型和数学方程,并据此求得一台10N单组元发动机的典型降温规律.计算结果与发动机地面宾空低温模拟试验数据作了比对,两者较为一致.以推力室降温计算结果为推进剂流动降温计算的热边界条件,计算推进剂(单推三)在流过喷注管过程中的降温规律,做出喷注管内推进剂会不会结冰的判定,为姿控发动机的热控设计提供了可靠依据.
简介:以柴油机为原型,增加了天然气供气系统,开发了天然气/柴油双燃料发动机。采用闭环控制系统对天然气进气量进行实时控制,发动机采用双阶段双燃料模式运行,实现了全负荷工况下天然气对柴油85%左右的替代率,在保持原机动力性的基础上实现了良好的经济性。
简介:采用航空煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,进行了大量的两相脉冲爆震火箭发动机原理性实验。利用8个压力传感器测量了爆震室轴向沿程的压力,所测得爆震波压力接近充分发展的C—J爆震波。两个实验模型分别使用了0.45和0.9m的Shchelkin螺旋作为DDT(deflagrationtodetonationtransition)间接起爆的增强装置。实验模型Ⅰ的DDT距离约为0.65m,爆震波速约为1873m/s;实验模型Ⅱ的DDT距离约为0.55m,爆震波速约为1838m/s。两种实验模型DDT距离的差异主要是由爆震室内Shchelkin螺旋长度不同引起的。虽然Shchelkin螺旋在缩短DDT距离上起到积极作用,但在形成充分发展爆震波后会降低爆震波的强度。