火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2009年
5期
8-12
,共5页
徐辉%易琪%钟徐%金广明
徐輝%易琪%鐘徐%金廣明
서휘%역기%종서%금엄명
液体火箭发动机%再生冷却%摇摆%热试车
液體火箭髮動機%再生冷卻%搖襬%熱試車
액체화전발동궤%재생냉각%요파%열시차
介绍了10kN双向摇摆发动机的主要技术方案和关键技术,对涂层和边区余氧系数等影响因素进行了传热计算及分析,获得了再生冷却身部的气壁温、液壁温和热流密度的轴向分布曲线,指出了发动机身部可靠冷却的边界工况.针对两种推进剂(N2O4/MMH、N2O4/UDMH),设计了喷注压降和流量不同的两种喷注器方案,地面热试车表明,两种喷注器方案燃烧稳定,其燃烧效率相当,可达95%～96%.发动机多次地面试验研究验证了发动机设计方案的可行性.
介紹瞭10kN雙嚮搖襬髮動機的主要技術方案和關鍵技術,對塗層和邊區餘氧繫數等影響因素進行瞭傳熱計算及分析,穫得瞭再生冷卻身部的氣壁溫、液壁溫和熱流密度的軸嚮分佈麯線,指齣瞭髮動機身部可靠冷卻的邊界工況.針對兩種推進劑(N2O4/MMH、N2O4/UDMH),設計瞭噴註壓降和流量不同的兩種噴註器方案,地麵熱試車錶明,兩種噴註器方案燃燒穩定,其燃燒效率相噹,可達95%～96%.髮動機多次地麵試驗研究驗證瞭髮動機設計方案的可行性.
개소료10kN쌍향요파발동궤적주요기술방안화관건기술,대도층화변구여양계수등영향인소진행료전열계산급분석,획득료재생냉각신부적기벽온、액벽온화열류밀도적축향분포곡선,지출료발동궤신부가고냉각적변계공황.침대량충추진제(N2O4/MMH、N2O4/UDMH),설계료분주압강화류량불동적량충분주기방안,지면열시차표명,량충분주기방안연소은정,기연소효솔상당,가체95%～96%.발동궤다차지면시험연구험증료발동궤설계방안적가행성.
