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航空宇航科学技术
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火箭推力室喷管内激波对RBCC性能影响分析

简介：针对火箭基组合循环（RBCC）动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响.结果表明：引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波；火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响.
标签： RBCC 引射模态火箭推力室喷管正激波

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R0110重型燃气轮机DLN燃烧室NOx排放特性研究

简介：R0110重型燃气轮机燃烧室按干式低污染（DLN）原理设计，采用径向燃料分级燃烧技术，具有两种燃烧模式。为检验燃烧室的NOx排放特性，在低压模拟条件下，对模式I和模式Ⅱ分别进行了燃烧室单管试验。结果表明，模式Ⅱ的NOx排放比模式I显著降低，但还未能完全满足设计要求。为此，对燃烧室结构、燃料分配特性及模式Ⅱ的工作过程进行了详细分析，提出了进一步改善燃烧室NOx排放特性的措施和建议。
标签：重型燃气轮机干式低污染(DLN)燃烧室燃烧模式排放特性分级燃烧

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GH2／GO2涡流冷却透明燃烧室方案设计及试验研究

简介：涡流冷却是一种新型的推力室冷却技术，采用该技术可以简化推力室结构、降低成本，并提高系统可靠性。本文在综合国外研究成果的基础上，对涡流冷却技术进行了理论分析，设计出推力室结构，采用石英玻璃加工燃烧室圆柱段部分，并用高速摄影仪记录了燃烧室内的火焰图像。研究表明，涡流冷却透明燃烧室方案是可行的，燃烧稳定段燃烧区域占燃烧室的55％～60％。
标签：涡流冷却透明燃烧室可视化方案

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