- 王永寿;
为了研究火箭/冲压喷气的二次燃烧机理,试制了将二次燃烧的局部燃烧现象模型化的燃烧实验装置,进行了甲烷-空气的基础实验。本实验中的燃烧现象是在具有浓度梯度的可燃混合气体中的火焰传播。浓度梯度最初是由静止状态的甲烷气体与空气的扩散现象形成。火焰传播现象是通过高速旋转切口板把火焰波形随时间的变化拍摄在静止照片上进行观察。本实验研究证明,由于扩散时间比较短的气体之间的扩散,对任何气体组成都容易形成具有浓度梯度的可燃混合气体,同时还明确了以下问题:火焰在与浓度梯度垂直的方向传播时,燃烧速度与预混火焰的燃烧速度相比明显下降,而且随着燃烧距离的增加而减速。另外,具有浓度梯度的可燃混合气体在气体中有熄火情况,点火能量、当量比及浓度梯度可以作为熄火条件的参数考虑。
1986年S1期 1-10页 [查看摘要][在线阅读][下载 877K] - 王永寿;
研究了火箭/冲压喷气混合剪切层的燃烧机理。利用气体扩散燃烧器对甲烷-空气进行了实验。用Ar、N_2及CO_2稀释甲烷,研究了包含火箭排气在内的惰性气体对点火及火焰传播现象的影响。本研究明确了H,O,OH基的浓度在点火过程中起的重要作用。惰性气体使这些基的浓度及绝热火焰温度下降,结果起着妨碍点火的作用。另外,惰性气体浓度及反应热分布梯度越大,火焰带的宽度越狭窄。在本实验中还观察了浓度梯度场的正常火焰。
1986年S1期 11-22页 [查看摘要][在线阅读][下载 2028K] - 王永寿;
利用纹影法对甲烷及氢的不均匀浓度场中的熄火现象进行了实验。实验中使用扩散燃烧器。火焰在混合比从燃料气体向空气简单变化的层状可燃区域中传播。初始条件为大气压、室温。在甲烷-空气混合气体中,即便是预混合气体完全可以燃烧的混合比,但是存在浓度不均匀时就可能引起熄火。其原因主要是浓度梯度太大,点火能量不足及惰性气体浓度过大等。应用浓度梯度能使燃烧速度下降的特性,扩大熄火距离,进行了壁面熄火距离的光学测量。观察到的壁面熄火距离比过去的实验值略小。使浓度场不均匀的因素(例如紊流)就会使燃烧效率下降。
1986年S1期 23-29页 [查看摘要][在线阅读][下载 695K] - 王永寿;
对甲烷-空气、丙烷-空气及用惰性气体稀释的甲烷-氧气层状气体间边界面的火焰传播现象进行了实验。燃烧室长度为10cm。使用纹影法及热线风速计对火焰结构进行了详细研究。在有限制的燃烧室中,预混火焰、扩散火焰及对流火焰都出现某些时间滞后。扩散火焰在预混火焰通过后约80ms出现。在通常情况下这些火焰的间隔约为10cm。预混火焰由双重火焰面形成,即在最初的反应带出现之后又出现一个反应带。这些反应面间的温度是固定的,反应面的宽度在理论混合比附近最小,离开理论混合比则逐渐增大。在本实验中经常形成正常传播火焰,测量了各种条件下的传播速度。
1986年S1期 30-34页 [查看摘要][在线阅读][下载 1070K] - 王永寿;
通过甲烷、氢、氧、氮混合气体本生火焰的硼粉(平均粒径为0.9μm及15μm)燃烧实验,是以混合气单位体积中所含硼粉的重量ρ_s为参数进行。实验结果证明,预混火焰的燃烧速度随着ρ_s的增加而减小,在预混火焰中硼粉起着吸热体的作用。另外,理论计算结果证明,在ρ_s的适当范围内绝热火焰温度增加,同时还求出了实验用气体组成的具体范围。
1986年S1期 35-39页 [查看摘要][在线阅读][下载 193K] - 王永寿;
为了研究火箭/冲压发动机使用的固定侧边进气道的工作特性,利用超音速模型进行了风洞试验。以风洞的均匀流马赫数和进气流量为参数,研究了在超临界工作状态的总压恢复和流速分布特性。在这种情况下,总压恢复特性比常规的可变进气道的性能低。明确了在进气道出口的弯曲管道内设导流叶片对保持总压恢复特性和流速分布都是有效的。
1986年S1期 40-50页 [查看摘要][在线阅读][下载 1738K] - 华永源;
本文提出一种设计和制造整体式火箭冲压发动机突扩燃烧室旋流进气通道的方法。为了确定不同的旋流流场对燃烧室性能的影响而分别对七个旋流器进行试验。燃烧室长径比(L_c/D)的变化范围为1.5～3,喷管喉部面积与燃烧室面积比(A~＊/ A_3)为40～60％。测量了在L_c/D=3时燃烧室结构下壁面的静压分布。在冷流状态时,探测了紧挨在旋流器下游的流场以确定实际涡流角与预估值的差别。通过付立叶快速变换法把燃烧不稳定性数据记录下来,进行连续光谱分析。
1986年S1期 51-62页 [查看摘要][在线阅读][下载 500K] - 黄一忱;
本测试技术用于记录火箭发动机喷管喉部和扩散段的瞬时温度,计算喷管喉部内的传热,研究喷管绝热材料的碳化和烧蚀现象。文中给出了喷管绝热材料中温度分布及碳化层位置、速度和厚度随发动机燃烧时间的变化关系;叙述了利用热电偶测量过澎胀喷管中的气流分离
1986年S1期 63-71页 [查看摘要][在线阅读][下载 530K] - 魏国福;
<正> 概述用液体燃料冲压发动机推进的超音速导弹,可以满足某些导弹作战要求,比如射程远,高机动弹道。因此,这种发动机不同于冲压火箭发动机和超音速涡轮喷气发动机,用它后导弹的作战高度和速度可有较大变化。通过研究专门技术,得到了这种发动机的高效率:液体燃料煤油,高密度液体燃料,悬浮燃料,等等。供油系统用涡轮泵系统增压的优缺点,油箱设计。
1986年S1期 72-89页 [查看摘要][在线阅读][下载 810K] 下载本期数据