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本文提出了一种新的液体火箭发动机功率平衡通用计算方法。该方法按照预定的计算顺序,对发动机系统的各个部件进行迭代计算,采用拟牛顿法求解系统可调变量。该方法对各种发动机系统方案的分析具有通用性,适用于液体火箭发动机系统循环方案论证。该方法已在计算机上采用面向对象程序设计实现。本文给出了用该程序对采用液氧、丙烷作为推进剂的分级燃烧循环进行计算的结果。 相似文献
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固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较,具有结构简单,推进剂密度大,推进剂可以储存在燃烧室中常备待用和操纵方便可靠等优点。固体火箭发动机比冲小(250~300秒),工作时间短,加速度大,因而推力不易控制、重复起动困难、不利于载人飞行,主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机,以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。一、发展概况固体火箭起源于中国,宋初已出现以黑火药为能源的固体火箭发动机。最早是1161年宋金之战中的“霹雳炮”。元、明两代出现了火箭束和两级火箭雏型,例如“火龙出… 相似文献
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文中提出了具有液相离解反应的推进剂液滴高压蒸发模型,同时还考虑了燃气中极性气体成份对液滴蒸发的影响,并以N_2O_4推进剂液滴为例分析了具有液相离解反应的推进剂蒸发规律。结果表明,此类推进剂高压蒸发并不服从非液相离解反应推进剂的t_b~(?)。规律。模型的提出为液体火箭发动机燃烧室燃烧过程分析提供了新的液滴蒸发理论数据和计算方法。 相似文献
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本文提出了一个液体火箭发动机双组元自燃推进剂高压燃烧过程的计算模型。模型考虑了偏二甲肼的分解反应、四氧化二氮的离解反应、高压蒸发、液滴二次雾化以及燃烧室横截面上混合比和流强分布的不均匀性。应用该模型对FY-2型发动机的三种喷注器结构的燃烧效率及能量释放分布进行了理论计算,计算结果与试车数据和现象相当吻合。 相似文献
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以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405~0.690)下成功点火,并实现了混合比、燃气总流量连续调节。试验发现流量连续调节过程中,当混合比小于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而增大;当混合比大于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而减小。同时,特征速度和燃烧效率随混合比增大而增大,并且混合比小于0.535时特征速度、燃烧效率增大的速率大于混合比大于0.535时的速率。研究表明推进剂流量与燃烧效率同时影响燃烧室压力。当混合比小于0.535时,燃烧效率的影响占优;混合比大于0.535时,推进剂流量影响占优。 相似文献
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《国防科技大学学报》1986,(4)
固体推进剂燃烧转爆轰研究于1986年9月25日在国防科技大学通过鉴定。现代固体火箭发动机装药量很大,发动机尺寸达数米;推进剂的能量也愈来愈高,有些推进剂中还加有高能炸药。人们担心,在推进剂生产、贮存和导弹使用中是否会出现燃烧向爆轰转变的灾难性后果?如何控制和避免这种现象?必须从实验和理论上进行研究。因此,该课题是固体推进剂技术与强动载荷技术领域中一项重要的研究课题。 相似文献
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本刊讯全国科技大会结束不到一周,国防科技创新就传来捷报,1月15日,国防科工委组织研制的50吨级液氢液氧发动机在中国航天科技集团第一研究院进行了 200秒热试车,试验取得圆满成功,标志着该型发动机初样研制工作取得重大进展。该型发动机是我国目前以液氢液氧为推进剂的最大推力发动机,它具有高技术、高性能、高可靠、低成本、无毒、无污染的优点,将大大提升我国液体火箭发动机的技 相似文献
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本文依据 W.T.Webber 等人提供的思路和基本方程,基本采用了 Priem 的燃烧模型和管路系统分布参数模型,为简单的挤压式双元液体推进剂火箭发动机热启动——关车瞬变工作过程编写了计算机程序,并在441B—Ⅲ型电子计算机上进行了计算,得出了初步的结果。 相似文献
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引言由于液体单元推进剂的供给系统、燃烧室结构,调节过程以及地面准备工作等均较液体双组元推进剂的简单,所以这种推进剂早已广泛地应用在导弹和飞机上。例如美国的海蛇地空导弹采用硝酸异丙酯作为辅助能沅,苏联的宇宙号第二级РД-119火箭发动机采用偏二甲肼作为驱动涡轮的工质,而目前大量的姿控发动机是采用无水肼作为主能沅。近几年来,液体单元推进剂的应用则又有了更进一步的发展,例如报导了美国研制成功一种用于海军水中兵器动力系统第二代的低成本单元推进剂, 相似文献
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高汉如 《国防科技大学学报》1978,(2)
前言具有固定流通截面积的汽蚀文氏管在一般工业部门中应用巳相当广泛。随着火箭与航天技术的飞速发展,固定流通截面的汽蚀文氏管已被大量使用。由于变推力液体火箭发动机的出现,它的推力与混合比需要调节因而流量可调汽蚀文氏管已被迅速采用而得到发展。实践证明对双元推进剂液体火箭发动机的推力与混合比的调节来说它是一个很有效的装置。 相似文献
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为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,并在此基础上进行直连式试验研究.结果表明,后进气道角度为60°时的燃烧效率比90°时高. 相似文献
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过氧化氢是现代液体火箭推进剂的重要发展方向。针对过氧化氢发动机试验中出现的低频振荡现象,通过建立发动机系统模型,对这种振荡现象进行了仿真和分析,成功实现了发动机的稳定工作。本文将有利于结合仿真和试验,促进过氧化氢发动机的研制。 相似文献
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采用非线性动力学方法对液体火箭发动机非线性高频燃烧不稳定工作过程进行了研究。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述,气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。用高压蒸发理论对火箭发动机喷雾过程进行了描述。采用计算燃烧学的方法对发动机燃烧室内的湍流两相燃烧过程的稳定燃烧状态和高频不稳定燃烧现象进行了数值模拟。通过分析和讨论,得出了火箭发动机高频不稳定燃烧过程的波动过程类似于奇异吸引子的结论。 相似文献
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陈启智 《国防科技大学学报》1993,15(3):1-10
为适应航天飞行任务对推进系统高性能、安全性、可靠性、经济性的需要,在液体火箭发动机控制方面,开展了大量研究工作,出现了一些新方向和新领域。比较集中的研究领域是液体火箭发动机健康(状态) 监控和智能控制。本文介绍液体火箭发动机控制的智能水平演变趋势,健康(状态) 监控系统和智能控制系统的框架、结构,以及与这些系统直接相关的故障模式、传感器技术和故障检测算法。 相似文献
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《军事文摘》2023,(2):10-11
<正>火箭垂直转运至发射区,在完成火箭功能检查、联合测试工作以及最终确认状态后,就来到了发射前的最后一步——火箭推进剂加注,也就是我们通常所说的给火箭“加油”。推进剂,火箭的血液就像飞驰的汽车需要添加汽油燃料一样,火箭也需要添加自己的燃料,这种火箭专用的燃料被称为推进剂,推进剂按照状态分为固体推进剂和液体推进剂两大类。固体推进剂类似于烟花中所需的火药。固体推进剂因能量密度大,可以减小火箭尺寸等特点,它在出厂前就已经填充于火箭中,不需要在发射场临时加注,因而可大大缩短发射准备时间。固体推进剂一般多用于小型、快速发射的火箭以及大型运载火箭的助推级中。液体推进剂本身具有易燃易爆的危险,同时又具有流动性、易泄 相似文献
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景心 《国防科技大学学报》1981,(4)
根据“761”探空火箭设计提出的高燃速推进剂要求,本文进行了提高端羧基聚丁二烯推进剂燃速和其他性能的研究。本文提出:在端羧基聚丁二烯推进剂基础配方中加入Fe_3O_4燃速催化剂,并在推进剂药柱轴向嵌入长银丝,可以大幅度地提高燃速,并保证了其他性能。实验结果表明:这种推进剂的燃速可达40毫米/秒左右,燃烧性能及其他性能稳定可靠,满足“761”探空火箭的各项要求,也可以应用于其他端面燃烧的火箭发动机中。 相似文献