【摘 要】
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涡流燃烧冷壁液体火箭发动机具有燃烧室侧壁温度低的特点,在高空或空间氢氧推力器应用方面很有优势,但是喷管喉部高温限制了它的应用.本文对以气氢气氧为推进剂的涡流燃烧冷壁发动机的设计方案进行了仿真研究,指出涡流工质的选择是燃烧室设计的首要问题,应根据燃烧反应总包方程,以体积流量较大的推进剂作为涡流工质,而并非一定是氧化剂.氢氧涡流燃烧推力器的仿真结果表明,采用氢气作为旋涡工质,可以有效缓解氧气为旋涡工质时喷管壁面温度对混合比的限制,达到较高的比冲和材料容许的较低的喷管内壁温度;半球形头部的燃烧室方案虽然性能较高
【机 构】
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大连理工大学 航空航天学院,辽宁省空天飞行器前沿技术重点实验室,辽宁大连 116024;上海空间推进研究所 上海空间发动机工程技术研究中心,上海 201112
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涡流燃烧冷壁液体火箭发动机具有燃烧室侧壁温度低的特点,在高空或空间氢氧推力器应用方面很有优势,但是喷管喉部高温限制了它的应用.本文对以气氢气氧为推进剂的涡流燃烧冷壁发动机的设计方案进行了仿真研究,指出涡流工质的选择是燃烧室设计的首要问题,应根据燃烧反应总包方程,以体积流量较大的推进剂作为涡流工质,而并非一定是氧化剂.氢氧涡流燃烧推力器的仿真结果表明,采用氢气作为旋涡工质,可以有效缓解氧气为旋涡工质时喷管壁面温度对混合比的限制,达到较高的比冲和材料容许的较低的喷管内壁温度;半球形头部的燃烧室方案虽然性能较高,但是头部内侧燃气容易聚积、温度过高,不利于长时间工作;采用椭球形头部、平行于轴线的头部氧气喷注形式可以达到较好的性能,并且头部和喷管内壁燃气温度均较低;喉部最高燃气温度随混合比增大而升高,氧化剂与燃料混合比达6时的最高温度为1382K.
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