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

作     者：刘洌 卫强 方忠坚 梁国柱 张学军 LIU Lie;WEI Qiang;FANG Zhong-jian;LIANG Guo-zhu;ZHANG Xue-jun

作者机构：北京航空航天大学宇航学院北京100191 中国航天科技集团公司航天推进技术研究院北京航天试验技术研究所北京100074 

出 版 物：《航空动力学报》 (Journal of Aerospace Power)

年 卷 期：2016年第31卷第3期

页      面：746-755页

核心收录：

学科分类：080703[工学-动力机械及工程] 08[工学] 082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 0807[工学-动力工程及工程热物理] 0802[工学-机械工程] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 0701[理学-数学] 

主　　题：小推力液体火箭发动机 高压实验系统 流阻特性 冷流实验 点火实验 

摘      要：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0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/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0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/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0.47~0.51kg/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,并为实验系统设计提供必要支持.