Combustion performance and scale effect from N2O/HTPB hybrid rocket motor simulations

HRM code for the simulation of N₂O/HTPB hybrid rocket motor operation and scale effect analysis has been developed. This code can be used to calculate motor thrust and distributions of physical properties inside the combustion chamber and nozzle during the operational phase by solving the unsteady Navier–Stokes equations using a corrected compressible difference scheme and a two-step, five species combustion model. A dynamic fuel surface regression technique and a two-step calculation method together with the gas–solid coupling are applied in the calculation of fuel regression and the determination of combustion chamber wall profile as fuel regresses. Both the calculated motor thrust from start-up to shut-down mode and the combustion chamber wall profile after motor operation are in good agreements with experimental data. The fuel regression rate equation and the relation between fuel regression rate and axial distance have been derived. Analysis of results suggests improvements in combustion performance to the current hybrid rocket motor design and explains scale effects in the variation of fuel regression rate with combustion chamber diameter.     

H_2O_2/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究

对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。     

固液混合发动机的新宠――石蜡基燃料

石蜡基燃料是近年来开始大力研究的用于固液混合发动机的推进剂,其燃速是现在通常应用的HTPB的3～4倍,扫除了大型固液混合发动机应用的最大障碍。固液混合火箭具有安全、价廉等优点,石蜡基燃料的固液混合火箭有可能在5～10年内研究成功并应用于实际,成为一种廉价的可重复使用火箭助推器。本文描述了用于固液混合发动机的石蜡基燃料的研究现状,对石蜡基燃料应用中可能存在的问题进行了分析,展望了采用石蜡基燃料的固液混合发动机的应用前景。     

固液混合发动机的新宠--石蜡基燃料

石蜡基燃料是近年来开始大力研究的用于固液混合发动机的推进剂,其燃速是现在通常应用的HTPB的3～4倍,扫除了大型固液混合发动机应用的最大障碍。固液混合火箭具有安全、价廉等优点,石蜡基燃料的固液混合火箭有可能在5～10年内研究成功并应用于实际,成为一种廉价的可重复使用火箭助推器。本文描述了用于固液混合发动机的石蜡基燃料的研究现状,对石蜡基燃料应用中可能存在的问题进行了分析,展望了采用石蜡基燃料的固液混合发动机的应用前景。     

基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算

基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

含石蜡燃料初步研究

含石蜡燃料具高退移速率特性且成本低,是固液混合发动机理想能源。制取了在气氧矩形燃烧器中燃烧时不发生融化的含石蜡燃料。实验表明：将50％HTPB置换为石蜡,退移速率可提高1．37倍;在燃料中添加金属镁铝合金,可提高燃料密度和退移速率;添加碳黑可提高燃料密度,但退移速率略有下降。     

Hybrid rocket engine,theoretical model and experiment

The purpose of this paper is to build a theoretical model for the hybrid rocket engine/motor and to validate it using experimental results. The work approaches the main problems of the hybrid motor: the scalability, the stability/controllability of the operating parameters and the increasing of the solid fuel regression rate. At first, we focus on theoretical models for hybrid rocket motor and compare the results with already available experimental data from various research groups. A primary computation model is presented together with results from a numerical algorithm based on a computational model. We present theoretical predictions for several commercial hybrid rocket motors, having different scales and compare them with experimental measurements of those hybrid rocket motors. Next the paper focuses on tribrid rocket motor concept, which by supplementary liquid fuel injection can improve the thrust controllability. A complementary computation model is also presented to estimate regression rate increase of solid fuel doped with oxidizer. Finally, the stability of the hybrid rocket motor is investigated using Liapunov theory. Stability coefficients obtained are dependent on burning parameters while the stability and command matrixes are identified. The paper presents thoroughly the input data of the model, which ensures the reproducibility of the numerical results by independent researchers.     

氧化剂质量通量对固液火箭发动机中固体燃料退移速率的影响

针对采用硝酸/HTPB型推进荆的固液混合火箭发动机,采取数值方法研究了氧化剂质量通量对固体燃料热解表面退移速率及换热的影响.研究表明,固体燃料热解表面轴向平均对流换热热流密度、总热流密度以及退移速率与氧化荆质量通量的n次方近似成正比,n的值介于0.6～0.7之间;固体燃料热解表面的辐射换热热流密度近似与氧化刺质量通量成正比;随着氧化剂质量通量的增加,辐射换热占总换热量的比例逐渐增加,增加幅度逐渐减小.     

混合发动机燃面后退速率模型分析

燃面后退速率在工作条件改变过程中的变化对混合发动机的设计很大的影响，然而由于理论推导涉及面主旋律有广，很难得出一个燃面后退速率统一公式。文中总结和分析了不同类型的燃面后退速率实验模型，这些模型对于研究燃面后退速率问题有很多的借鉴之处，并且还得到了一个燃面后退速率最佳经验公式。此外，还对燃面后退速率的数值模拟作了一些阐述。     

HTPB推进剂高压燃烧特性研究(英文)

对HTPB三组元和四组元推进剂在2~20 MPa平均压强范围内的燃烧特性进行了实验研究。结果表明,三组元推进剂可在20 MPa以下稳定工作;压强一旦超过20 MPa,燃速压强指数将趋近于1,发动机将无法正常工作。四组元推进剂在2~20 MPa压强范围内的燃速压强指数实测在0.3左右,满足发动机使用要求。四组元推进剂稳定燃烧的最高压强临界值达到34 MPa。研究结果对超高压强固体发动机工程研制具有一定的指导意义。     

硝酸与固体燃料燃烧性能计算研究

建立了固液火箭发动机燃烧性能计算模型,采用一维化学平衡(ODE)方法对以硝酸为氧化剂的固液火箭发动机燃烧性能进行了初步探讨。计算表明,固液火箭发动机的比冲、特征速度和燃烧温度以及燃烧产物组分等与氧化剂和燃料的配比有密切关系,氧化剂与燃料质量配比在3.75附近时,固液火箭发动机内部的温度较高,燃烧产物组分以及特征速度达到最佳状态,比冲最高。     

PE燃料热解过程对H2O2-PE固液发动机点火的影响

通过85%H2O2-PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型,计算了PE燃料的热解过程,分析了燃料热解过程对点火时间的影响,计算结果和试验值一致。H2O2的流量对点火过程起决定性作用,当氧化剂流量低于最小点火流量时,发动机将无法点火。     

固体火箭发动机预固化技术及其应用

依据HTPB复合推进剂界面特性 ,提出改变固化反应温度与时间来调节交联程度 ,使系统的官能团逐步进行化学反应 ,形成化学键和氢键 ,改善了生成物的力学性能。论述了预固化技术和粘接模型。将其应用于固体发动机推进剂 衬层界面粘接、发动机装药成型和推进剂药柱修补技术 ,经地面热试车和飞行考核 ,以及试件的十年储存试验考核 ,性能可靠 ,满足设计要求     

Mg粉/CO2粉末火箭发动机点火试验研究

初步设计了粉末火箭发动机,并以Mg粉作为燃料、CO2作为氧化剂进行了点火试验.研究结果表明,在一定的压强和温度下,利用空气与Mg粉的燃烧放热可成功引燃Mg粉/CO2,且在关闭空气后达到自持燃烧；燃烧室壁面沉积较多,主要以MgO为主,还有一部分未燃烧的Mg；通过该试验验证了Mg粉/CO2粉末火箭发动机方案的可行性.     

固体燃料热分解特性分析

为了认清固液火箭发动机混合燃烧过程,采用热平板导热方式对固体燃料进行热分解实验,得到了固体燃料的化学动力学参数。在热平板导热实验中,观察了固体燃料在不同温度条件下的热分解残药情形,绘制了典型的燃料表面热分解温度-时间曲线,进一步得到Arrhenius类型的燃面退移速率-燃料表面温度关系曲线,并得出固体燃料的活化能强烈依赖于燃料的表面温度,"燃速-温度"曲线明显地展现了2个活化能区域,为固液火箭发动机燃料表面退移速率理论计算提供实验依据。     

燃烧室结构对固液火箭发动机燃烧与流动的影响研究

建立了85%H2O2-PE固液火箭发动机氧化剂H2O2催化分解、PE燃料热解以及热解气体与氧化剂分解气体扩散燃烧的综合模型,计算了固液火箭发动机燃烧室轴对称二维内流场,对不同结构燃烧室内流场的计算结果进行了对比,研究了补燃室和氧化剂入口突扩结构对发动机燃烧性能的影响.结果表明,增加氧化剂入口突扩段有利于发动机稳定工作和充分燃烧,增加补燃室长度可以提高发动机平均燃烧温度,使燃烧更加充分.     

Use the water: In-situ resource technology for icy-surface landers

Robotic landers serve vital reconnaissance roles in the exploration of planetary surfaces, but are constrained by deliverable payload size and environment survivability. Although the Mars exploration rovers (MER) have shown incredible survivability, their solar power source limits the science output per sol. Future landers will be larger, and will incorporate more sophisticated data-collection and analysis packages, which will likely bring with them an increased demand for power. Anticipating this demand, we propose an innovative hybrid power system combining a primary radioisotope thermoelectric generator (RTG) with a secondary alkaline fuel cell. This combination provides the opportunity to utilize more effectively the energy produced by the RTG, to produce and store O₂ and H₂ via electrolysis of melted ice, and use this obtained O₂ and H₂ in a variety of ways, including as fuel for a regenerative fuel cell. This hybrid system has applications ranging from planetary rovers and deep-space probes to human habitats.     

旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究

本文系统地总结了我们在旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究方面的某些成果，其中包括含铝丁羟推进剂的试片实验和装药发动机实验以及燃速敏感性预示和内弹道预示，得出了一些有益的结论，可供发动机设计及推进剂配方设计参考。     

固液火箭发动机在远程空空导弹中的应用

为提高远程空空导弹性能,基于不死鸟导弹及其原有固体发动机的基本性能,开展了固液火箭发动机作为动力系统的远程空空导弹方案设计,通过固液火箭发动机的多次启动提高导弹飞行性能。采用多岛遗传算法,设计优化得到了替代不死鸟原固体火箭发动机的固液火箭发动机方案,对发动机总体进行参数化仿真,得到导弹模型,并对导弹进行了气动估算和飞行仿真与分析。结果表明:固液火箭发动机可以显著提升远程空空导弹的射程和速度特性,具有良好的发展前景。