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高效二次燃烧

氧气喷吹到钢液面氧化CO释放出能量,能使单位功率消耗  (本文共3;页) 阅读全文>>

国防科学技术大学
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空间轨控发动机高效燃烧室仿真与试验研究

随着新一代大容量长寿命卫星和空间机动飞行器的发展,航天器对空间轨控发动机的性能提出了更高要求。轨控发动机性能提高主要涉及喷注器、燃烧室和喷管三个组件。对于高性能液体轨控发动机,边区冷却液膜在燃烧室中的低效燃烧已成为导致发动机比冲性能损失的主要影响因素,提高边区冷却液膜利用率会导致燃烧室温度的升高,而燃烧室温度的上升对耐高温材料提出了更高的要求,因此涉及边区冷却液膜热过程和新型高温材料两方面的高效燃烧室技术已成为高性能空间轨控发动机性能提高的瓶颈技术。燃烧室边区冷却液膜的处理、结构造型的设计以及耐高温材料的研发是高效燃烧室的关键技术问题。其中液膜冷却设计的目标是在保证燃烧室工作温度满足发动机性能要求的同时,也适应高温材料的使用要求;燃烧室构型优化设计目标是强化冷却液膜参与反应的程度,将冷却液膜低效燃烧导致的发动机性能损失降至最低;耐高温材料决定了燃烧室可靠工作的温度水平,也是液膜冷却设计和燃烧室构型设计实现的基础,其研究目标是在更...  (本文共186页) 本文目录 | 阅读全文>>

国防科学技术大学
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头部进气固冲发动机短补燃室燃烧组织技术研究

整体式固体火箭冲压发动机作为一种新型的导弹推进系统,以其体积比冲高、推力系数大、易于小型化、使用维护性好等优点,可最大限度地满足新一代战术导弹的战术技术要求,通过短燃烧室高效、稳定燃烧可有效提高导弹整体性能和适装性。本文以某型固冲发动机为研究背景,考虑到该发动机受限于导弹的弹舱要求,发动机补燃室长径比不大于3,为满足发动机总体性能,从而为型号研制奠定重要基础,急需完成固冲发动机短补燃室高效燃烧技术攻关。本文针对补燃室内硼颗粒在富氧环境下发生的点火与燃烧过程,在分析硼颗粒燃烧机理基础上,基于硼颗粒燃烧数学模型编制软件,实现了硼颗粒点火、燃烧和熄火过程的模拟;提出了硼颗粒粒径计算方法,并依据试验数据获得硼颗粒粒径的拟合参数,采用该方法的仿真计算结果与地面数据的误差在5%以内。本文总结分析了影响补燃室二次燃烧效率的因素,仿真分析表明补燃室头部高温回流区是补燃室头部进气固冲发动机二次燃烧的重要影响因素。头部进气转弯段占用的头部扇形角越小...  (本文共74页) 本文目录 | 阅读全文>>

北京理工大学
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镁/铝基水反应金属燃料推进剂燃烧性能研究

水冲压发动机是一种新型的先进动力装置,它只携带富燃的水反应金属燃料,采用外界的海水为主氧化剂。水冲压发动机的关键技术之一是研究和掌握水反应金属燃料与水的反应特性,其反应特性是该类发动机高效燃烧和高效能量转换的基础和核心。在国内外对镁基和铝基等金属燃料大量研究的基础上,为解决金属/水推进剂点火和燃烧困难等问题,为提高金属的反应速率和反应程度,本文以雾化镁/铝合金为研究对象,通过高能球磨工艺和低熔点金属Bi提高合金的水反应活性,并对镁/铝基水反应金属燃料的燃烧性能进行研究,分析了合金中镁和铝在一次燃烧和二次燃烧中的燃烧效率。具体内容如下:首先,研究了镁/铝合金水反应金属燃料的燃烧过程与机理。测定了水反应金属燃料的燃速、爆热和一次燃烧固相产物组成等,测量了二次燃烧固相产物的剩余铝含量。结果表明:水反应金属燃料中的镁/铝合金发生分步氧化,在一次燃烧中主要是合金中的镁发生了氧化反应,在二次燃烧中随着一次燃烧产物中镁的进一步氧化,其中的铝在...  (本文共73页) 本文目录 | 阅读全文>>

西北工业大学
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火箭基组合动力循环(RBCC)引射模态燃烧流动研究

火箭基组合动力循环(RBCC,Rocket Based Combined Cycle)将传统的火箭发动机和吸气式发动机的优点集中组合到一个具有多种工作模态(包括引射、亚燃、超燃及火箭模态)的发动机里,在不同的飞行阶段启用不同的工作模态,因此具有大幅提高航天推进系统经济性与高效性的潜在优势,并可能发展成为下一代单级可重复使用航天器以及高超声速导弹武器的动力系统。国外RBCC研究目前已进入小型和大型整机试飞阶段。国内已制定了研究计划并正在开展,其中亚燃和超燃模态的研究取得了相当的进展,但引射模态以及模态匹配的研究还刚刚起步。作为解决RBCC启动阶段动力问题的关键技术之一的引射技术能否在RBCC引射模态获得理想的性能增强关系到能否真正发挥RBCC大幅度提高航天推进系统经济性与高效性的潜在优势。本文应用数值技术对支板式RBCC发动机,即支板火箭引射冲压组合发动机,引射模态的燃烧与流动现象进行了研究,探讨了RBCC引射模态的性能增强机理,...  (本文共112页) 本文目录 | 阅读全文>>

哈尔滨工程大学
哈尔滨工程大学

固体火箭发动机燃气羽流注水降温数值研究

随着我国国防事业的高速发展,固体火箭发动机被广泛应用于武器装备中,在火箭发射过程中,发动机喷管喷出的高温高压燃气羽流在扩散过程中发生二次燃烧,冲击发射平台,发生能量转化,平台温度达到2500K以上,对发射平台等地面设备有严重的烧蚀作用。为了减弱燃气羽流对发射平台的烧蚀作用,需要通过注水喷雾的方式对固体火箭发动机发射平台进行降温。本文以运载火箭发射为背景,通过建立缩比模型,利用商业软件FLUENT对液态水与燃气射流的相互作用过程和降温效果进行数值仿真,为高效的注水降温系统工程设计提供参考,主要工作包括以下几个方面:(1)以组分输运模型为基础,对自由射流进行模拟,得到燃气羽流三维流场分布结果,将数值仿真结果与已有的实验结果相对比,验证数值仿真模型的适用性与准确性,并在自由射流流动中考虑了二次燃烧的存在,研究结果表明:所采用数值仿真模型可以准确地模拟自由射流流动,燃气二次燃烧主要发生在羽流外侧以及冲击平台表面,在二次燃烧发生区域温度会...  (本文共91页) 本文目录 | 阅读全文>>