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题名固体火箭冲压发动机直连试验分析方法研究
被引量:4
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作者
万少文
何国强
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机构
西北工业大学燃烧流动和热结构国家级重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第1期26-31,共6页
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文摘
阐述了固冲发动机直连试验和试验方法,并根据试验获得的静温/静压/流量等参数提出了试验分析方法,能够获得燃烧效率、比冲效率。在不考虑热力计算误差的条件下,根据试验系统的测试精度,对该方法进行误差分析,表明:(1)通过补燃室尾部静压、静温、流量来换算尾部总压,相对误差较大,应该对尾部总压进行直接测量。(2)用该系统得到的燃烧效率、推力增益比冲、台架推力比冲的相对误差在±3.6%左右,主要误差来源于空气流量、补燃室尾部静压、台架推力,应该对这些参数的测试精度进行严格控制,以减小试验误差。
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关键词
固冲发动机
直连试验
分析方法
误差传播
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Keywords
Ducted rocket
Connected-pipe experiment
Analysis method
Error spread Main symbols: Atr Throat area of gas generator
m2 Atb Throat area of gas ram nozzle
m2 C*r
testgas generator gas characteristic velocity
m/s C*b
testgas characteristic velocity in test motor afterburner
m/s C*b
th Theoretical gas characteristic velocity in afterburner
m/s CD Ram nozzle discharge coefficient
0.996 Fig Bench force during work
kN Funig Bench force during hot blow
kN h(λ) Aerodynamic function Isp
ΔF Thrust gain specific impulse
N·s/kg Isp
bench Bench force specific impulse of test motor
N·s/kg Isp
bench
th Bench force Theoretical specific impulse of test motor(Theoretical rocket)
N·s/kg Isp
flight
th Theoretical specific impulse on flight condition
N·s/kg L grain length
m a Mass flow rate of air
kg/s f Mass flow rate of fuel rich gas
kg/s M Mass of test motor
kg N Air fuel ratio pt4 Total pressure aft the ramburener
mpa pr pressure in gas generator
mpa r Burning rate of grain
mm/s ta Working time of test motor
s η Efficiency Δ Absolute error δ Relative error Subscript: 4 Aft the ramburner 5 Nozzle exit
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分类号
V235.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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