%0 Journal Article
%T rbcc引射火箭燃烧室设计及试验研究*
%A 朱韶华？
%A 田　亮？
%A 刘亚冰？
%A 侯金丽？
%A 李　轩？
%A 徐　旭？
%J 推进技术
%P 1378-1386
%D 2014
%X 为了满足rbcc推进系统需求，进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2mpa，氧燃比为1.6，火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验，对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证，均得到了较满意的结果。在此基础上研究了rbcc联试中火箭燃烧室的工作性能，试验结果表明:燃烧室的特征速度燃烧效率能达到88%~98%，且受到流量、氧燃比、动量通量比和喷注压降的影响较大，在适合的范围内选取大的动量通量比和喷注压降，能得到更好的雾化、掺混及燃烧性能；气氧/煤油的内直外旋喷嘴构型在煤油压降仅为设计点的11%时，仍能通过有效的气动作用，获得88%以上的特征速度燃烧效率；点火器的吹除气在占到火箭流量5%时，会造成燃烧室3%的性能损失，需要在试验中进行控制并在性能计算时予以考虑。在对火箭单试和联试的比较中发现，联试中由于其特征长度长燃烧更充分，火箭得到了近7%的特征速度燃烧效率增长。
%K 火箭基组合循环
%K 气氧/煤油
%K 氧燃比
%U http://www.tjjs.casic.cn/ch/reader/view_abstract.aspx?file_no=20141012&flag=1