液氧/甲烷火箭发动机燃烧室稳定特性的实验研究

【摘要】：该研究的目的在于阐明液氧/甲烷火箭燃烧室的燃烧稳定特性、重点强调喷射速度比对燃烧稳定性的影响。试验使用了14kN 没有任何稳定性辅助设备的燃烧室,所用的四个同轴式喷注器具有不嗣的喷射速度比,V_ /V_0,试验范围逐渐从5.6提高到24,燃烧室压力3.5MPa,氧化剂与燃料之比从3.0到5.0。稳定性评估实验采用了直接喷射气体和脉冲枪两种方法,喷射氧气和脉冲枪两者均产生强烈的压力扰动,其分别是燃烧室平均压力的30%和100%。在所有试验条件下,所引起的一阶纵向和一阶切向压力扰动都很快地被抑制。试验条件包括了低的 V_ /V_0状态,在该情况下,NASA 路易斯研究中心177.93kN 的液氧/甲烷发动机出现了不稳定燃烧。本文采用了费勒—赫德曼(Feller——Heidmann)稳定性分析法来分析设计和工作参数对稳定性的影响。 【关键词】： 火箭发动机 燃烧稳定性
【分类号】：V434
【正文快照】： 1前言 液氧/甲烷发动机作为助推器使用具有很好的吸引力,这是因为它具有高的组合密度和较高的性能。在日本,H一2火箭最近进行了成功地发射,它里面安装有补燃循环的LE一7液氧/液氢发动机。未来的二十一世纪,要求大的运载能力和高的经济效益,液氧/烃助推器最有可能代替H一2火箭

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