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题名互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验
被引量：11
- 1
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作者
张蒙正
李军
陈炜
郝智超
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机构
西安航天动力研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第1期54-57,共4页
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基金
国防基础科研项目(A0320060745)
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文摘
为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。
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关键词
互击式喷嘴
特征长度
孔径
燃烧效率
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Keywords
Unlike double impinging injector
Characteristic length
Orifice diameter
Combustion efficiency
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分类号
V434.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名两股互击式喷嘴雾化性能实验研究
被引量：21
- 2
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作者
张蒙正
张泽平
李鳌
王玫
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机构
陕西动力机械设计研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2000年第1期57-59,共3页
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文摘
用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速度略小于射流速度。通过实验数据的分析整理,获得了喷雾的索特尔平均直径的经验公式。
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关键词
液体火箭发动机
双股互击式喷嘴
雾化性
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Keywords
Impinging injector
Propellant Spray
Holography
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分类号
V434.23
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名双股互击式喷嘴凝胶水雾化特性试验
被引量：16
- 3
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作者
张蒙正
杨伟东
王玫
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机构
西北工业大学航天学院
西安航天动力研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期22-24,61,共4页
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基金
国防基础科研项目
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文摘
采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化;表面粗糙孔喷嘴和液流中预混入气体有助于凝胶水的雾化。
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关键词
凝胶水
双股互击式喷嘴
雾化
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Keywords
Gelled water
Unlike impinging injector
Atomization
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分类号
V434.13
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名两股互击式喷嘴雾化数值模拟研究
被引量：4
- 4
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作者
魏锦洲
王占学
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机构
西北工业大学动力与能源学院
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出处
《机械设计与制造》
北大核心
2009年第8期130-132,共3页
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文摘
数值研究了两股互击式喷嘴的雾化性能,模拟中以水为介质,气相使用湍流模型,采用粒子轨道法计算颗粒的轨迹,时间上采用时间推进法求解。引入粒子碰撞和破碎模型,分析了撞击后沿轴向流场下游的液雾粒径分布情况,结果表明,喷射撞击压力越大,雾化效果越好,在一定的喷射压力下,雾化撞击角度存在最佳值,同时一定范围内喷射喷嘴的长径比对雾化性能的影响很小。
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关键词
雾化
互击式喷嘴
数值模拟
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Keywords
Atomization
Like-doublet injector
Nunerical simulation
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分类号
TH16
[机械工程—机械制造及自动化]
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题名凝胶自燃推进剂撞击雾化燃烧特性试验研究
被引量：4
- 5
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作者
夏益志
洪流
王勇
杨伟东
王玫
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机构
西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第9期2060-2066,共7页
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基金
液体火箭发动机技术重点实验室基金(6142704020203)
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文摘
为研究凝胶自燃推进剂撞击雾化的燃烧特性,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内进行了一甲基肼和四氧化二氮(MMH/NTO)及凝胶MMH/NTO喷雾燃烧过程的对比试验。试验拍摄了燃烧条件下液态推进剂的雾化图像及OH基自发辐射图像,其中雾化图像采用高速相机及阴影方法拍摄,OH基自发辐射图像采用带OH基滤光装置的高速相机拍摄。结果表明:MMH/NTO撞击后能快速气化,只能观察到喷注面附近喷雾扇及少量细小液滴,而凝胶MMH/NTO撞击后形成的液膜及贯穿视场的液丝清晰可见,推进剂未完全气化燃烧,造成燃烧性能下降;凝胶MMH/NTO推进剂氧化剂燃料蒸发速率不匹配,彩色阴影图像可观察到大量待反应红棕色NO2气体;根据OH基自发辐射光亮度及分布,MMH/NTO在撞击角为75°,燃料射流速度为23m/s时即可充分燃烧,但凝胶MMH/NTO充分雾化燃烧需求撞击角及射流速度更大,着火及充分燃烧需求燃烧室更长。
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关键词
凝胶推进剂
自燃
互击式喷嘴
雾化
燃烧
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Keywords
Gelled bipropellants
Hypergolic
Unlike-impinging injector
Spray
Combustion
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分类号
V434.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名燃烧条件下自燃推进剂的雾场及火焰实验研究
被引量：2
- 6
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作者
夏益志
杨伟东
王勇
洪流
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机构
西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室
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出处
《火箭推进》
CAS
2019年第4期26-31,共6页
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基金
液体火箭发动机技术重点实验室项目(6142704020203)
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文摘
为研究双组元自燃推进剂喷雾燃烧的特点,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内开展了一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)推进剂喷雾燃烧过程可视化实验,采用高速相机直接拍摄并获得了MMH/NTO的火焰自然发光图像,采用高速相机及光源后置消光法拍摄并获得了燃烧条件下MMH/NTO撞击后的雾场图像。通过实验得到了以下结论:燃烧条件下,MMH/NTO液相主要集中在喷注面附近的喷射雾化区,其面积随燃料射流速度增大而增大;MMH/NTO着火点距离喷注面距离及着火过程的火焰传播速度随推进剂喷射速度增加而增大;按自然发光亮度划分,MMH/NTO火焰分为外层火焰、内层火焰及焰心,焰心亮度最高,其面积随燃料喷射速度增加先减小后增大;MMH/NTO反应长度及火焰张角随燃料喷射速度增加而增大,与喷射雾化区随燃料喷射速度的变化趋势一致。
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关键词
双组元推进剂
自燃
互击式喷嘴
雾化
燃烧
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Keywords
bipropellants
hypergolic
unlike-impinging injector
spray
combustion
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分类号
V434.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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