小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

发布时间：2021-10-22 23:08

　　为研究小推力高室压NTO/MMH（四氧化二氮/甲基肼）火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10⁰.40kg/s,0.09⁰.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39⁰.47kg/s,0.26⁰.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47⁰.51kg/s（不含0.47kg/s）时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实... 

【文章来源】：航空动力学报. 2016,31(03)北大核心EICSCD

【文章页数】：10 页

【文章目录】：
1 推进剂管路流阻特性实验系统
2 推进剂管路流阻特性模型的建立
    2.1 管路总压力损失理论计算
        2.1.1 管路介质流速计算
        2.1.2 管路局部压力损失计算
        2.1.3 管路沿程压力损失计算
        2.1.4 管路系统总压力损失计算
    2.2 管路总压力损失实验测定
    2.3 管路流阻特性的建立
        2.3.1 管路理论流阻特性的建立
        2.3.2 管路冷流实验流阻特性的建立
        2.3.3 基于冷流实验的真实推进剂流阻特性的建立
        2.3.4 发动机点火实验管路流阻特性的建立
3 管路流阻特性冷流实验与分析
    3.1 冷流实验结果
    3.2 对冷流实验结果的理论分析
    3.3 基于冷流实验的真实推进剂流阻特性分析
4 推进剂管路流阻特性点火实验与分析
    4.1 发动机点火实验
    4.2 流阻特性点火实验结果分析
5 结论


【参考文献】：
期刊论文
[1]国外空间攻防武器动力系统技术发展概述[J]. 任建军.  火箭推进. 2012(01)
[2]液体火箭发动机用过滤器流阻特性及试验[J]. 窦唯.  导弹与航天运载技术. 2011(01)
[3]高室压发动机系统适用性研究[J]. 张楠,李进贤,曹琪,张林.  世界科技研究与发展. 2010 (03)
[4]小推力推进系统起动过程的分析[J]. 沈赤兵,陈启智.  宇航学报. 1997(03)
[5]空间拦截器动力系统小推力高压燃烧室特性研究[J]. 陈新华,沈赤兵.  指挥技术学院学报. 1997(01)
[6]燃烧时滞对小推力高室压动力系统响应特性的影响[J]. 沈赤兵,吕志信,陈启智.  航空动力学报. 1997(01)
[7]国外小推力液体火箭发动机的最新进展[J]. 沈赤兵,王克昌,陈启智.  上海航天. 1996(03)



本文编号：3452001