航空动力学报
航空動力學報
항공동역학보
JOURNAL OF AEROSPACE POWER
2005年
2期
334-338
,共5页
航空、航天推进系统%全流量补燃循环%预燃室%热力计算%比冲特性
航空、航天推進繫統%全流量補燃循環%預燃室%熱力計算%比遲特性
항공、항천추진계통%전류량보연순배%예연실%열력계산%비충특성
介绍一种新的液体火箭发动机动力循环型式-全流量补燃循环的概念及其相对于其它动力循环的优点.为研究这一先进的循环系统,设计了一套小型全流量补燃循环氢/氧火箭发动机实验装置.结合该装置的系统方案,对其进行一维管路计算;通过对2个预燃室进行热力计算,确定了其燃烧温度和预燃气体的热物理性质;在燃烧室压强和混合比大范围变化的情况下,对氢氧推进剂的比冲特性进行探讨,以此确定燃烧室压强为4.0 MPa,推进剂余氧系数为0.75.最后估算出该实验装置所能产生的推力为4018.77 N.
介紹一種新的液體火箭髮動機動力循環型式-全流量補燃循環的概唸及其相對于其它動力循環的優點.為研究這一先進的循環繫統,設計瞭一套小型全流量補燃循環氫/氧火箭髮動機實驗裝置.結閤該裝置的繫統方案,對其進行一維管路計算;通過對2箇預燃室進行熱力計算,確定瞭其燃燒溫度和預燃氣體的熱物理性質;在燃燒室壓彊和混閤比大範圍變化的情況下,對氫氧推進劑的比遲特性進行探討,以此確定燃燒室壓彊為4.0 MPa,推進劑餘氧繫數為0.75.最後估算齣該實驗裝置所能產生的推力為4018.77 N.
개소일충신적액체화전발동궤동력순배형식-전류량보연순배적개념급기상대우기타동력순배적우점.위연구저일선진적순배계통,설계료일투소형전류량보연순배경/양화전발동궤실험장치.결합해장치적계통방안,대기진행일유관로계산;통과대2개예연실진행열력계산,학정료기연소온도화예연기체적열물이성질;재연소실압강화혼합비대범위변화적정황하,대경양추진제적비충특성진행탐토,이차학정연소실압강위4.0 MPa,추진제여양계수위0.75.최후고산출해실험장치소능산생적추력위4018.77 N.
