火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2014年
2期
36-43
,共8页
离心喷嘴%氧化亚氮/丙烷发动机%喷雾性能研究%流场模拟
離心噴嘴%氧化亞氮/丙烷髮動機%噴霧性能研究%流場模擬
리심분취%양화아담/병완발동궤%분무성능연구%류장모의
采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷(N2O/C3H8)发动机样机气液同轴离心式喷嘴的喷雾性能进行了研究,得到了环缝外喷嘴气相喷注压降和内喷嘴缩进深度对离心式喷嘴喷雾流场的影响.分析结果表明,较低的气相喷注压降(＜0.3 MPa)会显著的影响液滴在流场中的蒸发速率以及流场流强、混合比、索太尔平均直径(SMD)和n值的分布;气相喷注压降从0.3 MPa增加至0.6 MPa,稳定喷雾流场液滴SMD和n值分别在2.41～1.68,2.03～0.98范围内变化并逐渐减小.内喷嘴缩进深度从0 mm增加至6 mm,稳定喷雾流场液滴的SMD和n值受其影响较小,均分别在1.70～0.94,2.36～0.99范围内波动.喷嘴的最佳燃烧区主要分布在下游轴向位置0.015～0.035m范围内并随着气相喷注压降的升高和内喷嘴缩进深度的增大逐渐靠近喷嘴出口.该设计喷嘴在发动机热试实验中表现出很好的性能.
採用數值計算方法對氧化亞氮/丙烷(N2O/C3H8)髮動機樣機氣液同軸離心式噴嘴的噴霧性能進行瞭研究,得到瞭環縫外噴嘴氣相噴註壓降和內噴嘴縮進深度對離心式噴嘴噴霧流場的影響.分析結果錶明,較低的氣相噴註壓降(＜0.3 MPa)會顯著的影響液滴在流場中的蒸髮速率以及流場流彊、混閤比、索太爾平均直徑(SMD)和n值的分佈;氣相噴註壓降從0.3 MPa增加至0.6 MPa,穩定噴霧流場液滴SMD和n值分彆在2.41～1.68,2.03～0.98範圍內變化併逐漸減小.內噴嘴縮進深度從0 mm增加至6 mm,穩定噴霧流場液滴的SMD和n值受其影響較小,均分彆在1.70～0.94,2.36～0.99範圍內波動.噴嘴的最佳燃燒區主要分佈在下遊軸嚮位置0.015～0.035m範圍內併隨著氣相噴註壓降的升高和內噴嘴縮進深度的增大逐漸靠近噴嘴齣口.該設計噴嘴在髮動機熱試實驗中錶現齣很好的性能.
채용수치계산방법대양화아담/병완(N2O/C3H8)발동궤양궤기액동축리심식분취적분무성능진행료연구,득도료배봉외분취기상분주압강화내분취축진심도대리심식분취분무류장적영향.분석결과표명,교저적기상분주압강(＜0.3 MPa)회현저적영향액적재류장중적증발속솔이급류장류강、혼합비、색태이평균직경(SMD)화n치적분포;기상분주압강종0.3 MPa증가지0.6 MPa,은정분무류장액적SMD화n치분별재2.41～1.68,2.03～0.98범위내변화병축점감소.내분취축진심도종0 mm증가지6 mm,은정분무류장액적적SMD화n치수기영향교소,균분별재1.70～0.94,2.36～0.99범위내파동.분취적최가연소구주요분포재하유축향위치0.015～0.035m범위내병수착기상분주압강적승고화내분취축진심도적증대축점고근분취출구.해설계분취재발동궤열시실험중표현출흔호적성능.
