液氧/甲烷分级燃烧火箭燃烧器的研究

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摘要用小尺寸推力室对使用液氧/甲烷推进剂的分级燃烧火箭燃烧器作了实验评价。对富燃预燃室和主燃烧室分别作了试验。预燃室/主燃烧室组合试验时,主燃烧室压力为7至9.6兆帕,混合比为3.1到3.7,预燃室燃气温度为760到1070k,推力为4.6到6.4千牛。对不同类型喷注器的预燃室和主燃烧室进行了性能、主燃烧室内的热流分布和室壁(包括喷注器面)上积炭的评定。得出了主燃烧室燃烧效率的经验公式。在组件内任何地方都未发现有显著的积炭,也未测到因室壁积炭而引起的热流显著下降。

作者 Hiroshi Tamura 邱明煜

出处《国外导弹与航天运载器》 1989年第1期22-29,共8页

关键词火箭发动机燃烧器液氧-甲烷

分类号 V434.22 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]

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