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题名富氧预燃室初步试验研究
被引量：6
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作者
俞南嘉
蔡国飙
张国舟
金平
汪小卫
李茂
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机构
北京航空航天大学宇航学院
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出处
《宇航学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第5期834-838,共5页
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文摘
为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。
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关键词
全流量补燃循环发动机
富氧预燃室
点火
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Keywords
Full-flow staged combustion cycle engine
Oxidizer-rich preburner
Ignition
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分类号
V431
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名用液氧喷注对下游稀释的富氧预燃室
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作者
吴宝元
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出处
《火箭推进》
CAS
1998年第2期21-33,共13页
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文摘
采用理论计算的分析方法,对全流量循环液体火箭发动机的富氧预燃室进行了概念性研究。合理的设计方法是:首先让推进剂以接近化学当量比进行燃烧,然后用液氧稀释。考虑了两种对高温燃气进行稀释的方法。第一种方法是液氧从燃烧室室壁沿径向喷入高温燃气,第二种方法是在喷注器面下游液氧沿轴向喷入。计算表明,在一定的工作条件下,两种方法都能得到均匀、低温的温度分布。本文的计算结果已用来设计原理性研究的缩尺试验件,该试验件采用轴向喷入方法,具有潜在的合理性,将在宾夕法尼亚进行试验验证。
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关键词
液体火箭发动机
富氧预燃室
稀释
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分类号
V432
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名全流量分级燃烧循环发动机系统的优势
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作者
丁丰年
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出处
《火箭推进》
CAS
1999年第2期47-57,共11页
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文摘
本文描述 RS—2100全流量分级燃烧火箭发动机的概念设计。这种发动机用于单级入轨可重复使用的运载器(SSTO RLV)上。全流量分级燃烧循环的优点是:涡轮温度低,高压氧化剂涡轮泵结构简单,液氧换热器安全和气体旋转起动坚固耐用(ro-bust gas spin start)。
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关键词
单级入轨
重复使用
全流量分级燃烧
富燃与富氧预燃室
高压氧化剂
涡轮泵
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分类号
V43
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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