含能材料
含能材料
함능재료
ENERGETIC MATERIALS
2015年
1期
67-72
,共6页
胡松启%陈静%刘凯%黄洪勇
鬍鬆啟%陳靜%劉凱%黃洪勇
호송계%진정%류개%황홍용
宇航推进理论与工程%固体火箭发动机%燃气温度测量%亚历山大效应%透明窗发动机%数值模拟
宇航推進理論與工程%固體火箭髮動機%燃氣溫度測量%亞歷山大效應%透明窗髮動機%數值模擬
우항추진이론여공정%고체화전발동궤%연기온도측량%아력산대효응%투명창발동궤%수치모의
aerospace propulsion theory and engineering%solid rocket motor%combustion gas temperature measurement%Alexandrite effect%motor with transparent window%numerical simulation
介绍了亚历山大效应测温原理,通过数值仿真研究了发动机尺寸与热损失对燃烧室轴心温度的影响,组建了基于亚历山大效应的火箭发动机燃气温度测量系统.测量了铝含量为1％,9％,17％的复合推进剂在0.1 MPa下燃气温度、发动机工作压强为5 MPa时燃烧室内燃气温度和喷管出口处燃气温度.结果表明:发动机直径与热损失对燃烧室轴心温度的影响可忽略;基于亚历山大效应测温法在室压下测得燃气温度分别为2857,3109,3284 K,理论计算燃气温度分别为2712,2891,3049 K,即随着铝含量的增加,实测燃气温度和理论燃气温度都增加;测得发动机喷管出口燃气温度为2200 K,与理论计算的2278 K较吻合;透明玻璃窗在发动机工作过程中受到燃气污染,导致测得的燃烧室气体温度分别为2300 K和2450 K,低于理论计算的3190 K和3450 K,必须进一步改进高温测量系统,使之能精确测量火箭发动机燃气温度.
介紹瞭亞歷山大效應測溫原理,通過數值倣真研究瞭髮動機呎吋與熱損失對燃燒室軸心溫度的影響,組建瞭基于亞歷山大效應的火箭髮動機燃氣溫度測量繫統.測量瞭鋁含量為1％,9％,17％的複閤推進劑在0.1 MPa下燃氣溫度、髮動機工作壓彊為5 MPa時燃燒室內燃氣溫度和噴管齣口處燃氣溫度.結果錶明:髮動機直徑與熱損失對燃燒室軸心溫度的影響可忽略;基于亞歷山大效應測溫法在室壓下測得燃氣溫度分彆為2857,3109,3284 K,理論計算燃氣溫度分彆為2712,2891,3049 K,即隨著鋁含量的增加,實測燃氣溫度和理論燃氣溫度都增加;測得髮動機噴管齣口燃氣溫度為2200 K,與理論計算的2278 K較吻閤;透明玻璃窗在髮動機工作過程中受到燃氣汙染,導緻測得的燃燒室氣體溫度分彆為2300 K和2450 K,低于理論計算的3190 K和3450 K,必鬚進一步改進高溫測量繫統,使之能精確測量火箭髮動機燃氣溫度.
개소료아력산대효응측온원리,통과수치방진연구료발동궤척촌여열손실대연소실축심온도적영향,조건료기우아력산대효응적화전발동궤연기온도측량계통.측량료려함량위1％,9％,17％적복합추진제재0.1 MPa하연기온도、발동궤공작압강위5 MPa시연소실내연기온도화분관출구처연기온도.결과표명:발동궤직경여열손실대연소실축심온도적영향가홀략;기우아력산대효응측온법재실압하측득연기온도분별위2857,3109,3284 K,이론계산연기온도분별위2712,2891,3049 K,즉수착려함량적증가,실측연기온도화이론연기온도도증가;측득발동궤분관출구연기온도위2200 K,여이론계산적2278 K교문합;투명파리창재발동궤공작과정중수도연기오염,도치측득적연소실기체온도분별위2300 K화2450 K,저우이론계산적3190 K화3450 K,필수진일보개진고온측량계통,사지능정학측량화전발동궤연기온도.
