【摘 要】
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固液燃料混合推进是航天推进系统的重要环节.液体发动机燃料热熵低,为了提高火箭或导弹的续航能力,结合固体粉末燃料热熵高的特点,采取了固液混合燃烧的策略,进而提高发动机燃料的热熵,增加发动机的续航里程.根据齿轮啮合原理,对关键结构双螺杆齿形展开修形设计,建立了流道三维模型和仿真模型;在齿形设计的基础上,围绕固液混合均匀、变比例输送开展固液混合燃料输送系统集成设计,完成整机的加工、装配、调试,搭建实验平台,建立液压测试系统,开展实验.结果表明,设计的两相流泵实现了固液两相物料的混合输送,实现了固液燃料变流量、变
【机 构】
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重庆大学 机械工程学院,重庆 400044;北京动力机械研究所,北京 100074;北京航空航天大学 能源与动力工程学院,北京 100191
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固液燃料混合推进是航天推进系统的重要环节.液体发动机燃料热熵低,为了提高火箭或导弹的续航能力,结合固体粉末燃料热熵高的特点,采取了固液混合燃烧的策略,进而提高发动机燃料的热熵,增加发动机的续航里程.根据齿轮啮合原理,对关键结构双螺杆齿形展开修形设计,建立了流道三维模型和仿真模型;在齿形设计的基础上,围绕固液混合均匀、变比例输送开展固液混合燃料输送系统集成设计,完成整机的加工、装配、调试,搭建实验平台,建立液压测试系统,开展实验.结果表明,设计的两相流泵实现了固液两相物料的混合输送,实现了固液燃料变流量、变比例、变出口压力的均匀混合效果.该小型燃料泵能够实现出口流量30～600L/h,出口压力0～900kPa,固液混合比例0％～10％的固液混合燃料输送,且输送效果良好,研究结构可供设计变推力火箭发动机参考.
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为发挥气膜冷却中各结构优势,数值模拟研究了双排气膜孔顺逆组合形式对沟槽表面气膜冷却效率影响,孔间距与气膜孔直径之比为5,孔排间距与气膜孔直径之比为12,吹风比为0.3,0.8和1.4.结果表明,在吹风比较小时,沟槽对气膜有显著的导向作用,冷气在相邻的沟槽内部流动.当吹风比增大时,冷气喷到沟槽顶部,导向作用减弱.顺向射流的气膜贴近冷却表面,在低吹风比下气膜冷却效率较高.在高吹风比下,逆向射流覆盖更宽,气膜孔排间叠加效应明显.吹风比为0.3时,顺-顺组合的气膜冷却效率最高,面平均气膜冷却效率为0.13.当吹风
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