%0 Journal Article
%T 固体火箭发动机液体喷射熄火模型
%A 殷金其？
%A 李葆萱？
%A 王克秀？
%A 吴心平？
%A 张宝庆？
%A 苏广寿？
%J 推进技术
%P 50-58
%D 1992
%X 在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。
%K 固体火箭发动机
%K 液体燃料
%K 燃料喷射
%K 熄火
%K 预测
%U http://www.tjjs.casic.cn/ch/reader/view_abstract.aspx?file_no=19920508&flag=1