《表1 模型燃烧室主要设计参数》
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试验用模型燃烧室采用模块化热沉结构,由预混腔、喷注器、燃烧室圆柱段、燃烧室收敛段和喉部组成(见图1)。除预混腔及喷注器为不锈钢材料之外,其余部分均采用铬青铜材料。为防止试验过程中燃烧室发生回火,喷注器采用当量孔径约为65μm、厚度为5 mm的不锈钢多孔材料。燃烧室圆柱段包括点火段和延长段,为尽量减小点火压力峰,点火段与喷注器相邻,延长段置于点火段下游,并可通过增减延长段实现燃烧室的特征长度的调节。此外,喉部为可拆换结构,通过更换喉部模块可实现喉部直径的调节。燃烧室采用火花塞进行点火,火花塞位于燃烧室点火段,火花塞点火能量为12 J,点火频率为10 Hz。本试验中,模型燃烧室共有三种不同结构状态,各状态的主要结构参数如表1所示。
图表编号 | XD0064869000 严禁用于非法目的 |
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绘制时间 | 2019.06.01 |
作者 | 张锋、杨伟东、胡洪波、杨岸龙 |
绘制单位 | 西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室、西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室、西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室、西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室 |
更多格式 | 高清、无水印(增值服务) |