航空动力学报
航空動力學報
항공동역학보
JOURNAL OF AEROSPACE POWER
2005年
2期
197-201
,共5页
航空、航天推进系统%航空发动机%主燃烧室%冲击%发散%冷却
航空、航天推進繫統%航空髮動機%主燃燒室%遲擊%髮散%冷卻
항공、항천추진계통%항공발동궤%주연소실%충격%발산%냉각
为检验冲击/发散双层壁冷却方式在真实工况下的冷却效果,在单头部高温高压燃烧试验台上对3种结构的冲击/发散双层壁实验件进行单头部高温高压综合验证考核试验.实验参数模拟推比10一级发动机燃烧室设计点参数进行综合考核验证.实验结果表明冲击/发散双层壁火焰筒冷却气量约为20%,总冷却效率在0.85～0.96之间,壁温低于1150 K.
為檢驗遲擊/髮散雙層壁冷卻方式在真實工況下的冷卻效果,在單頭部高溫高壓燃燒試驗檯上對3種結構的遲擊/髮散雙層壁實驗件進行單頭部高溫高壓綜閤驗證攷覈試驗.實驗參數模擬推比10一級髮動機燃燒室設計點參數進行綜閤攷覈驗證.實驗結果錶明遲擊/髮散雙層壁火燄筒冷卻氣量約為20%,總冷卻效率在0.85～0.96之間,壁溫低于1150 K.
위검험충격/발산쌍층벽냉각방식재진실공황하적냉각효과,재단두부고온고압연소시험태상대3충결구적충격/발산쌍층벽실험건진행단두부고온고압종합험증고핵시험.실험삼수모의추비10일급발동궤연소실설계점삼수진행종합고핵험증.실험결과표명충격/발산쌍층벽화염통냉각기량약위20%,총냉각효솔재0.85～0.96지간,벽온저우1150 K.
