火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2013年
4期
19-23,51
,共6页
甲烷%对流换热%推力室%液体火箭发动机
甲烷%對流換熱%推力室%液體火箭髮動機
갑완%대류환열%추력실%액체화전발동궤
为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性,研制了缩比推力室甲烷传热试验系统,并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究.超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5.5～7.5 MPa,燃烧室氢氧混合比约为6.8,甲烷温度为128～230 K,甲烷冷却剂流量为5～7 kg/s,甲烷冷却剂入口压力为8.3～11.7 MPa.亚临界甲烷传热试验的室压约为4 MPa,氢氧混合比2.8,甲烷温度为:128～189 K,甲烷冷却剂流量约为2.9 kg/s,甲烷入口压力为3～3.5 MPa.通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性.
為瞭研究火箭髮動機推力室冷卻通道內的甲烷傳熱和流阻特性,研製瞭縮比推力室甲烷傳熱試驗繫統,併以推力室擠壓熱試驗的形式進行瞭5次超臨界甲烷傳熱試驗和2次亞臨界甲烷傳熱試驗研究.超臨界甲烷傳熱試驗燃燒室壓力為5.5～7.5 MPa,燃燒室氫氧混閤比約為6.8,甲烷溫度為128～230 K,甲烷冷卻劑流量為5～7 kg/s,甲烷冷卻劑入口壓力為8.3～11.7 MPa.亞臨界甲烷傳熱試驗的室壓約為4 MPa,氫氧混閤比2.8,甲烷溫度為:128～189 K,甲烷冷卻劑流量約為2.9 kg/s,甲烷入口壓力為3～3.5 MPa.通過試驗研究穫得瞭液態甲烷在推力室冷卻通道內超臨界壓力狀態和亞臨界壓力狀態下的傳熱和流阻特性.
위료연구화전발동궤추력실냉각통도내적갑완전열화류조특성,연제료축비추력실갑완전열시험계통,병이추력실제압열시험적형식진행료5차초림계갑완전열시험화2차아림계갑완전열시험연구.초림계갑완전열시험연소실압력위5.5～7.5 MPa,연소실경양혼합비약위6.8,갑완온도위128～230 K,갑완냉각제류량위5～7 kg/s,갑완냉각제입구압력위8.3～11.7 MPa.아림계갑완전열시험적실압약위4 MPa,경양혼합비2.8,갑완온도위:128～189 K,갑완냉각제류량약위2.9 kg/s,갑완입구압력위3～3.5 MPa.통과시험연구획득료액태갑완재추력실냉각통도내초림계압력상태화아림계압력상태하적전열화류조특성.
