【摘 要】
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本文提出了一个高压自燃双组元液体火箭发动机稳态燃烧计算模型.文中报告了特种发动机燃烧室压力、混合比、推进剂喷注温度和喷注器结构对燃烧过程影响的计算及分析结果.各种
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本文提出了一个高压自燃双组元液体火箭发动机稳态燃烧计算模型.文中报告了特种发动机燃烧室压力、混合比、推进剂喷注温度和喷注器结构对燃烧过程影响的计算及分析结果.各种参数影响规律与实际发动机试验结果符合很好.
In this paper, a steady-state combustion calculation model of high pressure liquid auto-ignition two-component liquid rocket motor is presented.The calculation and analysis results of combustion pressure in special engine combustion chamber, mixing ratio, injection temperature of propellant and injector structure on combustion process are reported. The influence of various parameters and the actual engine test results in good agreement.
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