胶质微推进液滴加速过程的数值模拟

采用拉格朗日粒子跟踪法计算液滴的运动轨迹,对胶质推进器中带电液滴在加速区的运动过程进行了数值模拟,获得液滴速度和密度的空间分布。使用两种溶剂(TBP3,甲酰胺)作为推进剂,分析了电压、流量变化对喷雾扩散角、液滴轴向速度及对推进器性能的影响。模拟结果表明,随着电压的增加,液滴轴向速度增大,喷雾扩散角减小;随着流量的增大,液滴轴向速度和喷雾扩散角均减小;使用甲酰胺推进剂比使用TP3推进剂得到更高的推力和比冲;模拟得到的推进器性能能良好符合实验结果。     

NEPE推进剂的高压燃烧特性研究

应用高压燃速测试、微热电偶测温及燃烧火焰单幅摄影等技术,研究了NEPE推进剂的高压燃烧特性与燃烧机理。实验结果表明:NEPE推进剂高压压强指数出现拐点;且随压强以及AP含量升高,燃烧波由硝胺-CMDB向AP-CMDB推进剂转变。分析认为硝酸酯基的含量及AP单元推进剂的扩散火焰是控制NEPE推进剂燃速及压强指数的主要因素。     

固体推进剂中有涂层的氧化剂可提高燃烧稳定性

最近固体推进剂燃烧区的结构研究表明,燃烧过程是由推进剂表面附近和在表面上两个相互依存的、放热的反应区所控制.第一个区是气相的,在离推进剂表面有限距离之内,其特性由气化的氧化剂、燃料和从表面喷射出的物质粒子相互扩散来表征.第二个区是在推进     

液体火箭爆炸地面推进剂残余量实验研究

为航天发射场安全技术文件的制定提供推进剂污染方面的数据，进行了四氧化二氮（N2O4）和偏二甲肼（UDMH）爆炸实验研究，获得了地面推进剂残余量和毒气扩散的实验测量数据，提出的液体火箭爆炸地面上推进剂污染范围和残余量等参数的计算公式可以用于工程估算。     

聚氨酯推进剂的温度湿度老化有限元分析

基于Fick质量迁移理论，采用有限元素法，分析固体推进剂药柱中水分的扩散；基于化学反应动力学，分析饱和聚氨酯推进剂中的水解和热降解反应所引起的粘合剂交联密度的变化，进而计算温度、湿度条件对长期贮存该类推进剂模量的影响。     

固体火箭发动机粘接界面湿热老化实验

对固体火箭发动机粘接界面试验件进行了不同湿热条件下的加速老化试验,并测量了不同老化时间粘接界面的扯离强度,描述了湿热老化试验和性能测试中的试验现象,结合复合材料微粘接结构吸湿规律对试验现象和撤离强度随老化时间变化曲线进行了分析.研究结果表明:衬层推进剂粘接界面是固体火箭发动机粘接结构中最薄弱环节,应予以重点考虑;湿热老化促进了环境水分从衬层-推进剂界面向推进剂内部的扩散和渗透,致使弱边界层向推进剂内部扩展,导致了衬层-推进剂界面粘接强度的降低.试验件平均扯离强度随老化时间呈下降趋势,中间有一个强度趋于稳定的平台期.     

激光辐射下AP/HTPB复合推进剂低压燃烧特性数值模拟

为了研究激光辐射对AP/HTPB复合推进剂低压燃烧的作用机理，建立二维三明治稳态燃烧模型进行数值仿真研究。针对激光辐射强度1.4W/mm²，压强30～90kPa的工况下推进剂的燃烧进行仿真计算，并与130～160kPa压强下自持燃烧的仿真结果进行差异分析。结果表明，激光助燃工况下，仿真计算所得燃速与实验基本一致，最大误差不超过4.2%。在激光助燃和自持燃烧工况下，组分扩散速度快，气相火焰均为预混结构。激光助燃工况下，激光辐射的能量使得近燃面处的反应比较充分，初扩散反应在气相反应中占主导地位，气相火焰高温区域离燃面近；自持燃烧工况下，AP预混反应和初扩散反应共同主导气相反应过程，气相火焰温度在垂直于燃面方向上增长缓慢且高温区域离燃面远。激光助燃比自持燃烧时的压强指数低，推进剂燃烧对压强的敏感性较弱。     

黑火药与现代化学推进剂

本文论述了黑火药的三大组分在现代化学推进剂发展中的重要作用.黑火药是最原始的复合固体推进剂.现代化学推进剂,无论是液体推进剂或固体推进剂,都可看作是黑火药的进一步发展.并简要地介绍了复合固体推进剂的发展过程和今后的发展趋势.     

国外重视在战略和战术导弹中应用改性双基推进剂

五十年代中期,由于战略导弹和大型助推器对高能推进剂的需要,在双基推进剂和复合推进剂的基础上,发展了改性双基推进剂。这种推进剂是在以硝化棉和硝化甘油为基的双基推进剂中加入复合推进剂的氧化剂高氯酸铵、燃料铝粉而组成,故也称为复合改性双基推进剂。由于性能优越,工业生产基础良好,二十多年来,受到各国普遍重视,并逐步应用于各种战略和战术导弹中。     

脉冲式膏体推进剂发动机实验研究

以某种不加固化剂的具有流变性的复合推进剂为膏体推进剂的初始配方,研究其在实验发动机中的挤压输运适应性和摩擦安全性,获得了膏体推进剂的粘度与挤压适应性的关系,并对影响该推进剂挤压适应性和摩擦安全性的因素进行了分析。在此基础上完成了脉冲式膏体推进剂发动机的地面热试,成功地得到了两次脉冲燃烧的p-t实验曲线。初步验证了膏体推进剂在使用上的安全性和脉冲式膏体推进剂发动机在推力调节和多次起动方面的可行性,为国内在该新领域的研究奠定了必要的基础。      

液体火箭发动机燃烧室的一种分区模型

发展了燃烧室的分区模型 :将燃烧室分为两个区 ,一个是燃烧区 ,采用时滞燃烧瞬时均匀混合模型 ,另一个是流动区 ,连同喷管一起 ,采用一维理想气体流动的有限元状态变量模型。给出了一个利用该模型计算发动机起动过程的一个算例 ,计算结果表明该模型可较好地描述液体火箭发动机燃烧室的建压及非稳态流动过程。模型采用状态方程形式 ,具有形式简单、计算简便的特点 ,适用于液体火箭发动机的控制与仿真     

基于小波理论的液体火箭发动机试验数据噪声处理

1引言液体火箭发动机试验(也称发动机试车)的主要目的之一,就是为了获得发动机各类参数的大量数据,因为这些数据是验证发动机设计理论,研究发动机工作性能的重要依据[1]。稳态参数是液体火箭发动机试验的主要检测参数。在工程实践中,经常认为稳态参数是变化缓慢的参数,常采用降     

液体火箭发动机动态数据处理的小波分析方法

研究了基于小波分析的液体火箭发动机动态数据处理方法，给出了数据处理模型，应用小波奇异性检测和误差滤波理论，分析了动态数据的处理过程，并用某液体火箭发动机某次地面试车的动态测试数据进行了验证。结果表明，小波分析方法不需要过程误差的先验知识，能够同时完成异常数据的检测及相应误差的滤除任务，非常适合于液体火箭发动机的动态工作过程。     

近代大型液体火箭发动机的特点

本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用系统可以减少推进剂的剩余量,以提高运载火箭的有效载荷;使用辅助增压泵可降低贮箱压力,并提高发动机主泵的入口压力,以保证主泵在没有汽蚀的条件下可靠工作;高可靠性、长寿命和重复使用对航天产品尤为重要.     

液体火箭发动机动力循环效率的分析

本文将液体火箭发动机的动力循环过程分为开式循环和闭式循环,并通过分析的办法,建立了发动机动力循环的效率公式.在这些公式的基础上,分析了影响液体火箭发动机循环效率的因素.本文所得的结果,对液体火箭发动机设计计算有一定的参考价值.     

液氢/液氧火箭发动机喷雾燃烧过程三维数值模拟

用三维湍流Ｎ－Ｓ方程及拟流体模型描述液体火箭发动机内部喷雾两相燃烧流动过程,两相之间的质量交换采用蒸发模型计算,气相化学反应速率采用Ａｒｒｈｅｎｉｕｓ公式计算。采用ＳＩＭＰＬＥＲ与ＩＰＳＡ算法求解两相控制方程并对氢氧发动机燃烧流动过程进行了三维数值分析,得到了发动机推力室内燃气参数的详细分布情况。结果表明对氢氧发动机而言,蒸发过程非常快,推进剂混合过程是燃烧过程的决定因素。     

低温推进剂贮箱压力变化的CFD仿真

为预示低温推进剂贮箱在地面停放阶段的压力变化并研究贮箱内物理过程的相互作用关系,建立了包含液体推进剂和混合气体两相的二维轴对称volume of fluid(VOF)计算流体力学(CFD)模型,并引入了基于热力学平衡假设的推进剂相变模型.对实验液氢贮箱进行仿真得到的压力上升速率与实验结果相差9.1%.通过对地面加压停放阶段下的液氢和液氧贮箱的仿真发现:造成液氢贮箱压力上升的主要因素是壁面漏热对气枕的加热作用,而液氢蒸发影响更小,液氧贮箱在加压停放阶段初期明显受到液氧相变的影响.两个贮箱中液面附近的对流运动在不同的气液传热过程作用下有不同的变化趋势,对流运动会影响推进剂的相变进而影响贮箱的压力变化.      

补燃循环发动机强迫起动过程

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其强迫起动特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解推进剂供应管路瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法.采用新的面向对象仿真语言Modelica,建立了可扩展的发动机仿真模型库,在MWorks平台上,利用模型库搭建了补燃循环液氧煤油发动机仿真模型.对发动机强迫起动过程进行了仿真计算,计算结果与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于4%,动态相对误差小于10%,初步验证了模型的正确性.进一步分析了火药起动器工作时间、阀门打开时序等因素对发动机起动过程的影响.结果表明,为保证该发动机可靠起动,发生器点火应在氧化剂头腔充填完成后,火药起动器工作时间应持续到发生器点火.      

环形不稳定性计算模型在FY-20液体火箭发动机上的应用

本文用环形不稳定性计算模型计算、分析了FY-20液体火箭发动机的切向高频燃烧不稳定性。其结果与热试车结果是一致的。根据所得结果,为此发动机中安装径向隔板的必要性提供了理论依据井对稳定性不佳的液体火箭发动机提出了具体改进步骤及一些有效措施。     

用运载器评价发动机方案的方法

早期在对液体推进剂火箭发动机方案进行评价与选择时,仅以发动机本身的指标(如比冲、推重比等)作为方案比较的标准。这样没有考虑发动机子系统与运载器总系统的相互联系,得不到合理的评价结果。液体推进剂火箭发动机是航天运载器的一个子系统,采用运载器的性能指标评价发动机方案才能得到比较客观的结果。 本文推导了运载器的评价指标,给出了运载器的线性化质量方程,阐述了运载器设计参数的简化确定方法,由此提出了一个采用运载器评价发动机方案的方法。最后应用提出的方法对五个发动机方案进行了评价。