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互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验

推进技术 2012年第1期33卷 54-57页

作者：张蒙正李军陈炜郝智超西安航天动力研究所陕西西安710100

为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停... 详细信息

为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。

关键词：互击式喷嘴特征长度孔径燃烧效率

预冷空气涡轮火箭发动机氦循环系统的参数特性

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航空动力学报 2018年第8期33卷 2016-2024页

作者：朱岩马元张蒙正中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所西安710100

针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力... 详细信息

针对预冷空气涡轮火箭发动机(PATR)方案,建立氦循环系统数学模型,模型考虑组件结构特征、几何尺寸、工质物性等主要因素。数值计算表明:PATR的推力和比冲性能较优,模型可描述发动机氦循环热力过程,其中发动机余气系数是影响发动机推力、比冲的关键参数。提高氦循环系统最高设计压力和降低空气预冷器氦进口温度可有效降低压力损失和氦压气机功率,最高压力每增大1MPa,系统平均压力损失下降1.1%,氦压气机输入功率下降3.2%;空气预冷器氦进口温度每升高1K,系统平均压力损失上升0.086%,氦压气机输入功率升高2.3%。

关键词：组合动力发动机氦循环系统热力过程特性分析关键参数

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撞击式喷嘴凝胶推进剂雾化及表征

推进技术 2009年第1期30卷 46-51页

作者：张蒙正陈炜杨伟东李军西安航天动力研究所陕西西安710100

采用激光全息和图像处理技术,研究了撞击式喷嘴撞击角和射流速度对凝胶推进剂雾化性能的影响,撞击角范围为40°~90°,射流速度范围为15~55 m/s。研究了气/液撞击对凝胶推进剂雾化性能的影响,结果表明:增大撞击角和射流速度均有助于凝胶... 详细信息

采用激光全息和图像处理技术,研究了撞击式喷嘴撞击角和射流速度对凝胶推进剂雾化性能的影响,撞击角范围为40°~90°,射流速度范围为15~55 m/s。研究了气/液撞击对凝胶推进剂雾化性能的影响,结果表明:增大撞击角和射流速度均有助于凝胶推进剂的雾化;减小射流直径有利于凝胶推进剂雾化;凝胶推进剂的极限表观粘度是影响其雾化的主要因素。分析了撞击式喷嘴凝胶推进剂喷雾场的特征,认为在本文研究的范围内,可以将凝胶推进剂喷雾场依次分为规则扇型的液丝区域、紊乱网状的液丝区域和液丝与液滴共存区。

关键词：凝胶推进剂+ 喷嘴雾化特性

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二元高超声速进气道自起动特性试验

航空动力学报 2016年第10期31卷 2479-2484页

作者：南向军张蒙正中国航天科技集团公司西安航天动力研究所研发中心西安710100

为了研究二元高超声速进气道的自起动特性,针对一带前掠侧板的混压式二元进气道,在来流马赫数为4和3.5状态开展了风洞试验,利用反压系统实现了进气道的起动、不起动和自起动过程.分析试验结果可知,进气道在来流马赫数为4和3.5状态均可... 详细信息

为了研究二元高超声速进气道的自起动特性,针对一带前掠侧板的混压式二元进气道,在来流马赫数为4和3.5状态开展了风洞试验,利用反压系统实现了进气道的起动、不起动和自起动过程.分析试验结果可知,进气道在来流马赫数为4和3.5状态均可自起动,但在来流马赫数为3.5,2°攻角状态不能自起动.当反压过大引起进气道不起动时,侧板根部均存在分离包、分离激波并引起溢流.从不起动状态进气道的流场结构看,该二元进气道的不起动属于软不起动,其机理不同于经典的自起动理论.但是试验结果表明,进气道的自起动马赫数仅略低于自起动理论值.当内压段入口马赫数低于2.5时,采用经典自起动理论估算自起动性能仍具有较高的精度.

关键词：进气道高超声速自起动内收缩比风洞试验

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火箭冲压组合动力系统研发再思考

推进技术 2018年第10期39卷 2219-2226页

作者：张蒙正路媛媛西安航天动力研究所陕西西安710100

简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题,分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发,应针对不同的应用,产生针对性的方案;针对不同方案,注重相关关键技术集成;从飞行器总体性能角度一... 详细信息

简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题,分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发,应针对不同的应用,产生针对性的方案;针对不同方案,注重相关关键技术集成;从飞行器总体性能角度一体化设计,平衡部件参数与性能;改进组合发动机用火箭发动机和冲压发动机的设计理念;加强仿真技术研究,优化试验系统建设,研究新型试验技术。

关键词：火箭冲压组合发动机应用发展

幂律型非牛顿流体液膜破碎的实验研究(英文)

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Chinese Journal of Chemical Engineering 2015年第9期23卷 1429-1439页

作者：许利星夏振炎张蒙正杜青白富强 Department of Mechanics Tianjin University Xi'an Aerospace Propulsion Institute State Key Laboratory of Engines Tianjin University

On account of limited knowledge of the breakup of power law liquid film, the process of its disintegration and atomization was studied by using a planar liquid film. A linear stability analysis was adopted to predict the breakup characteristics of the power law film. The predicting formulas of stripping breakup length and diameter of ligament were put forward presently. Through high-speed photography and laser light sheet illumination,different breakup characteristics of flat power law film under different conditions were derived. The characteristic dimension of breakup regimes were defined and extracted. The effects of several parameters(injection pressure,ambient pressure, nozzle structure and fluid property) on the stripping breakup length and spray angle were investigated. The results revealed that increasing both the velocity of liquid film and the ambient pressure facilitated the breakup of film, reduced the stripping breakup length and enlarged the spray angle in different extents. The comparison between theoretical and experimental results was conducted to validate the feasibility of the linear stability theory.

关键词：幂律液体膜破裂实验线性稳定性理论二维破裂长度预测公式破碎特性

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超声速自引射装置的工作过程研究

航空动力学报 2012年第1期27卷 218-224页

作者：张民庆张忠利周立新张蒙正西北工业大学航天学院西安710072 中国航天科技集团公司西安航天动力研究所西安710100

应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流... 详细信息

应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流达到满流状态,并根据有关参数计算了引射系数.对比引射器真空舱内压力仿真值和试车测量值,两者基本一致.

关键词：液体火箭发动机引射器流场数值模拟引射系数

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双股互击式喷嘴凝胶水雾化特性试验

推进技术 2008年第1期29卷 22-24,61页

作者：张蒙正杨伟东王玫西北工业大学航天学院陕西西安710072 西安航天动力研究所陕西西安710100

采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化... 详细信息

采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化;表面粗糙孔喷嘴和液流中预混入气体有助于凝胶水的雾化。

关键词：凝胶水双股互击式喷嘴雾化

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含碳偏二甲肼的点火和燃烧特性

燃烧科学与技术 2012年第4期18卷 315-318页

作者：张蒙正郝智超张玫李军西安航天动力研究所西安710100

添加碳粉是提高推进剂能量密度的途径之一.为了获得含碳偏二甲肼UDMH的点火特性和高效燃烧室设计方法,设计了撞击式喷注器液体火箭发动机燃烧室,通过实验手段,研究了含碳UDMH的燃烧特性、燃烧室特征长度对燃烧效率的影响以及冷却特性.... 详细信息

添加碳粉是提高推进剂能量密度的途径之一.为了获得含碳偏二甲肼UDMH的点火特性和高效燃烧室设计方法,设计了撞击式喷注器液体火箭发动机燃烧室,通过实验手段,研究了含碳UDMH的燃烧特性、燃烧室特征长度对燃烧效率的影响以及冷却特性.结果表明,含碳UDMH燃烧室的起动、关机和脉冲性能与液体推进剂相当;在UDMH中添加碳元素将导致推进剂密度比冲增加,燃烧效率降低;增加燃烧室特征长度有利于提高含碳UDMH的燃烧效率;含碳UDMH适应于液膜冷却.

关键词：碳偏二甲肼特征长度燃烧效率