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研究生:田智元
研究生(外文):Jr-Yuan Tian
論文名稱:液態推進燃料噴注模擬實驗與分析
論文名稱(外文):Experimental Studies on Simulated Impinging Jets of Liquid Propellants
指導教授:葉俊良葉俊良引用關係
指導教授(外文):Chun-Liang Yeh
學位類別:碩士
校院名稱:大葉大學
系所名稱:機械工程研究所
學門:工程學門
學類:機械工程學類
論文種類:學術論文
論文出版年:2001
畢業學年度:89
語文別:中文
論文頁數:74
中文關鍵詞:噴注擴散角偏移角比衝值同質噴流衝擊式注油器
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本實驗是以純水為工作流體來作同質衝擊試驗,觀察噴注器設計參數對衝擊霧化效果的影響為主要目標,而此實驗結果可作為進一步設計雙推進劑液態火箭推進器之參考依據,同時以相機作影像擷取,以影像處理方法加以處理分析,此可得液滴分佈結果,再運用此結果做一系列的比較分析。
依據22牛頓的推力並假設其比衝值為300秒之火箭推進器,經計算得知實驗的總質流量為7.56 g/sec;再運用NASA-LEWIS研究中心所發展的CEC86程式,模擬出MMH或N2H4與NTO在氧化劑與燃料的質量流量比值(O/F值)為1.00~1.78有較高比衝值,故本實驗皆以此O/F值範圍為實驗設計條件。
本實驗以0.3mm與0.5mm孔徑等同孔徑或不同孔徑之噴注器,在60o、90o及120o之衝擊角度,及噴流質量比O/F值為1.0~1.6的實驗設計,模擬雙推進劑之雙噴注器衝擊霧化之冷流實驗,配合影像處理方法加以分析探討噴流在不同的設計參數下的噴流偏移及噴流擴散,主要結果為:
1.由CEC86化學反應程式之模擬出MMH與NTO反應於1.00與1.78的O/F 值為一高比衝值區,且當量比1.8(O/F=1.39)時,MMH與NTO反應之Tc/M有最高值144.21;而N2H4與NTO反應結果為O/F值於0.57與1.03為一高比衝值區,且在當量比為1.8(O/F=0.80)時,Tc/M有最高值152.16。
2.在同一衝擊入射角下,其偏移情形為偏移角會因為O/F值的增加而變大;在同一O/F值下,衝擊角度愈大,則其相差的水平動量愈大,而相差的水平動量愈大,則其產生的偏移角愈大,故衝擊角度愈大,則其產生的偏移角也愈大。
3.經由水平動量和的計算,得知本實驗兩噴流液注水平動量和隨著O/F值增加而減少。但是經由影像處理的分析,得知與結果不相符合,推測此為解析度不夠及兩噴注器之孔口距離控制不精準所致。
An experimental study was conducted to investigate the characteristics of sprays formed by two impinging water jets. The jet breakup mechanism and spray atomization characteristics are affected by a number of parameters, such as impingement angle, propellant mass flow rate, jet velocity, injector geometry, and fluid property. Based upon the image processing of recorded photographs, both the intensity of spray images and the mass distribution of droplets were obtained. As a result, the shift angle of spray fans was determined as a function of impingement angle, mixture ratio, and difference of jet momenta. The front- and side-view dispersion angles of spray fans were also deduced.
The mass flow rates adopted in this study were based upon the consideration of a five-pound (about 22.2 N) thrust bipropellant engine using NTO and MMH as the propellants. In order to determine the individual mass flow rates in the fuel and oxidizer lines, the combustion characteristics of MMH and NTO was performed by the NASA CEC86 program. The propellant mixture ratio, which is as the ratio of the oxidizer mass flow rate to the fuel mass flow rate, adopted in this study were selected to be 1.0, 1.2, 1.4, and 1.6. The injectors fabricated and used in this study were made of 316 stainless steel tubes with an outer diameter of 3.175 mm (1/8 in) and a length of 30 mm. The inlet diameter of injectors is 1 mm. The orifice diameter of injectors was machined to be 0.3 and 0.5 mm. The impingement angles were 60, 90, and 120 degrees.
CEC86 simulated results of MMH and NTO systems show that mixture ratios ranged from 1.0 to 1.78 yield relatively high values of Tc/M. The high value of Tc/M implies a high specific impulse. The maximum value of Tc/M is 144.21, which is at O/F equal to 1.39. While in the N2H4 and NTO combination, the maximum value of Tc/M is 152.16, which is at O/F equal to 0.8.
The shift angle of spray increases with an increase of mixture ratios, because for like-doublet impingement the difference in jet momenta in the horizontal direction per unit time increases with the mixture ratio. Moreover, the shift angle increases with the impingement angle. The variation of spray dispersion angles is not consistent with the trend of the sum of horizontal momentum. It is believed to be caused by the low resolution of recorded spray images and the uncertainty of distance between two injector orifices.
封面內頁
簽名頁
中文摘要v
英文摘要vii
誌謝ix
目錄x
圖目錄xii
表目錄xv
符號說明xvii
第一章 緒論1
1.1 研究背景1
1.2 文獻回顧2
1.2.1 衝擊式注油器之相關研究2
1.2.2 影響衝擊噴流之研究8
1.3 研究目的9
第二章 MMH (CH3N2H3)或N2H4與NTO(N2O4)的燃燒反應分析11
2.1 理論推導及其根據11
2.2 程式分析及應用15
第三章 實驗系統與量測方法17
3.1 燃料與氧化劑流量供應控制系統17
3.2 噴注系統的設計19
3.3 資料擷取系統20
3.4 PID控制21
3.5 影像擷取系統22
3.6 實驗條件25
第四章 實驗的結果與討論27
4.1 衝擊噴流之偏移現象27
4.2 衝擊噴流之擴散現象29
第五章 結論31
參考文獻33
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