小推力液氧气甲烷火箭发动机的点火特性与燃烧性能

作者：张家奇; 李清廉; 沈赤兵液氧气甲烷小推力火箭发动机点火特性燃烧性能

摘要：设计制造了一台推力为500 N的液氧气甲烷模型发动机,对其开展了一系列点火试验,火花塞的安装位置分头部与身部两种情况。结果表明,当使用头部火花塞点火时,发动机内的推进剂可以正常起火但火焰无法持续稳定,这主要是因为火花塞末端被置于喷雾浓度与气流速度均较低的区域,使得这个区域内产生的火焰无法为整个发动机提供足够的点火能量。然而,当使用身部火花塞时,发动机内的推进剂可以同时实现可靠点火与稳定燃烧,这主要是因为在身部,二种推进剂浓度与流速均足够。当氧燃混合比从2.61增加到3.49时,试验得到的燃烧室压力从0.474 MPa增加到0.925 MPa,同时燃烧效率从57.8%增加到95.1%,这主要是因为喷注器配置,导致在低工况下液氧无法得到充分破碎。

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