N_2O/丙烷火箭发动机研制  

Development and Testing of N2O/Propane Rocket Engine

作　　者：冯耀辉[1] 

机构地区：[1]中国航天科技集团公司第六研究院十一所

出　　处：《火箭推进》2003年第6期30-39,共10页Journal of Rocket Propulsion

摘　　要：为进行N_2O/丙烷(C_3H_8)火箭发动机(NOP)试验,在亚拉巴马大学(UAH)新建了一座发动机试车台,装备了台架式推进剂供应系统、1000lbsf(4448.22N)的推力架和数据采集系统。研究了N_2O催化分解点火方案,对几种催化剂材料进行了评估。Shel1-405和钴基的ZSM-5性能良好,可使N_2O充分分解,并点燃碳氢燃料,如丙烷。试验表明,纯N_2O通过Shel1-405时,催化分解反应在400°F(204℃)时进行,如果加入少许碳氢燃料(例如丙烷或丙烯),此温度将下降到大约200°F(93℃)。NOP发动机在L*=3m时,在混合比4.89到8.68之间进行了试验。在合适的热损失模型下,试验数据与理论计算结果相吻合。使NOP发动机稳定工作的范围基本确定为N_2O流量<0.270 lbm/sec(0.122kg/s),混合比在5～6之间。用辐射测量仪来测量发动机排气温度和羽流成分,用羽流皮托管校验推力数据。

关 键 词：火箭发动机 一氧化二氮/丙烷 开发试验 

分 类 号：V434[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]