硝酸羟胺发动机喷注器特种流量分配方法

硝酸羟胺(HAN)发动机如果采用传统肼类均匀分配喷注器,那么在靠近喷注器一段距离的催化床内,中心温度低于边缘温度,中心位置反应物转化率低于边缘位置,并且中心位置反应物质量分数高于边缘位置,该不均匀性将影响发动机工作寿命。针对HAN发动机喷注器采用传统设计方案容易使得催化床中心过载的问题,提出了一种“外密内疏”流量分配喷注器设计方法,并给出了该方法的设计理论。开展了基于传统喷注器结构和新型“外密内疏”喷注器结构的60 N HAN发动机热试车试验,对比结果表明,传统均匀分配喷注器的60 N HAN发动机工作680 s后发动机失效,而采用新型特种流量分配方案喷注器的发动机可较稳定地完成1 200 s长稳态工作。提出的新型喷注器设计方法为长寿命HAN发动机工程应用提供了参考。     

新型弹簧床结构的HAN基发动机技术

为改善硝酸羟胺(HAN)基发动机催化剂在长时间工作的工况下容易发生破碎而产生空穴的现象，本文提出一种新型弹簧床结构发动机设计方法，对发动机催化床进行改进优化设计。该设计可实现，常温环境下弹簧所提供的最大弹力不足以压碎催化剂；同时在高温环境下，弹簧的最小弹力足以克服催化床受到的流动阻力，可大幅提高发动机工作寿命、性能和可靠性。为验证该设计方法的有效性，分别开展了传统结构和新型弹簧床结构的HAN基1N发动机温启动试验。试验结果表明：在相同试验条件下，传统结构1N发动机温启动次数不超过150次，而使用新型弹簧床结构的1N发动机温启动次数超过了500次，且工作性能更优。试验结果证明了该设计方法的有效性，为HAN基发动机长寿命可靠工作奠定了良好的技术基础。     

一种HAN基单元推进剂及催化分解性能研究

介绍了一种新型高性能HAN基单组元推进剂及其在5 N发动机中的催化分解性能。通过点滴试验和热力学计算考察了新型推进剂的催化分解活性和理论燃烧温度,通过5 N发动机的120℃启动、10 s和20 s稳态程序、1 200 s长稳态程序和脉冲程序考察新型推进剂的启动性能、催化分解活性、长稳态工作稳定性以及脉冲工作稳定性,评价了推进剂配方对催化剂的损伤程度。结果表明,新型HAN基单组元推进剂具有较高的催化分解活性和适宜的理论燃烧温度,能够在5 N发动机中于120℃预热温度下顺利启动,完成系列稳态和脉冲考核程序,累计工作时间大于2 000 s,燃烧室最高温度不超过1 150℃。试后催化床未出现空腔,催化剂颗粒完整,质量损失率小于5%。试验证明了新型HAN基推进剂具有良好的催化分解燃烧性能和与催化剂的匹配性能。     

HAN基无毒单元发动机常温启动技术研究

与目前采用的肼类推进剂相比,硝酸羟胺(简称HAN)基推进剂具有无毒无污染的特点,可以简化地面操作,减小爆炸的风险和对工作人员的伤害,能极大节约发射和使用维护的成本。然而,HAN基推进剂催化分解速率比肼类推进剂慢得多,因此HAN发动机催化床预热温度越低,可靠工作越困难。对HAN基单元发动机的常温启动技术进行了研究,并对发动机常温启动和120℃启动热试车试验进行了对比分析。研究结果表明:HAN发动机可实现常温启动,但HAN基单元发动机在120℃条件下启动比常温条件下启动更快,工作寿命长;对于常温启动的试验程序,采用脉冲工作时间较短且间隔时间较长的方案,发动机启动更快,工作寿命也更长。     

HAN基无毒单组元发动机热控研究

为使某HAN基无毒单组元发动机正常工作,需采用一种高效的热控方式,保证点火前其催化床温度在200℃之上(远高于传统单组元发动机的点火温度)。以该HAN基发动机为研究对象,在制定的热控方案基础上,建立有限元模型,采用I-DEAS/TMG软件对该发动机各部件温度进行计算,之后按照产品状态进行发动机真空热试验,获取发动机重点部位的温度数据。结果表明:除前床后部外,其余位置温度测点的热分析和试验温度误差均小于4℃,认为两者吻合较好,有限元模型可用于之后的在轨温度预示等工作;该HAN基发动机身部采用安装一种新型铠装加热丝组件,而后覆盖不锈钢箔的热控方式,结合支架的镂空结构设计,满足发动机工作的温度要求。     

过氧化氢单元催化分解火箭发动机研究

针对航天器推进系统的无毒化,设计了推力为200N的过氧化氢单组元催化分解发动机。发动机喷注器、催化剂床以及分解室结构设计合理,催化剂连续工作时间长,90%浓度过氧化氢适合催化分解,发动机、过氧化氢、催化剂三者匹配性良好。     

600N单组元推力室的研制

600N单组元推力室使用DT-3推进剂,催化床床载率高达6g/cm2·s,头部采用两组环形分布的喷注扩散器并进行了模块化设计,身部采用了隔热装置,推力室具有结构紧凑、工艺简单、重量轻等特点。热试车结果表明,推力室起动迅速、平稳,性能可靠。     

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。     

高性能液体远地点发动机技术发展

液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益.通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N2O4/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323 s.分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,介绍了我国第3代490 N发动机的研制情况,结合工程应用要求和研制现状,提出了第3代490 N发动机的后续研究重点.     

国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

综述了国内外卫星用液体远地点发动机的发展情况,阐述了国外几种典型远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点和技术指标,对比分析了其产品性能并介绍了其产品的考核应用情况。自上世纪90年代以来,国内外在卫星用液体远地点发动机的研制中喷注器性能不断提高,推力室均采用了新型抗高温氧化材料,主要以铼/铱材料和C/SiC...     

轻质高比冲1000N双组元轨控发动机研制

介绍了空间飞行器用轻质高比冲1000N轨控发动机的研制过程。为了实现高比冲的目标,从喷注器选型、喷注对设计、冷却设计等方面采取措施,并通过工作过程仿真,对集液腔结构、冷却液百分比和特征长度等参数进行优化设计。发动机身部选取了陶瓷基复合材料(Cf/SiC),利用该材料密度低的特点实现发动机轻质化要求。发动机经过了地面热试车考核,燃烧室外壁温、燃烧效率的仿真值均与测量值基本相当。其中,燃烧效率约96.6%,真空比冲约3 169 m/s,长程试车后发动机结构完好。     

HAN基绿色推进剂点火技术研究进展

针对HAN基绿色推进剂普遍存在点火困难的问题,总结了国内外HAN基绿色推进剂点火技术的研究和应用情况。HAN基液体推进剂的点火方式主要包括催化分解点火、电火花点火、无弧点火、电解点火和激光点火。HAN基凝胶推进剂仍采用传统烟火药方式,难以实现点火。HAN基固体推进剂采用电极电解点火方式,在电压的控制下实现了点火、燃烧和熄火可控。分析认为,采用电解方式能够显著提高HAN推进剂的点火效率,是HAN基推进剂点火技术的发展方向。     

过氧化氢/煤油双组元推力室催化分解点火研究

针对小推力过氧化氢/煤油推力室催化分解点火进行研究.作为过氧化氢/煤油双组元发动机的技术途径之一,还可扩展应用于催化分解点火火炬、补燃循环发动机中.推力室采用细颗粒催化剂床分解90%浓度过氧化氢(90%H2O2),分解的高温燃气使煤油雾化、蒸发和点火并且自维持燃烧.研究工作包括了催化剂床和气液喷注器的设计、单组元分解特性、双组元点火可靠性、工作效率及稳定性研究.试验中采用热容式燃烧室,催化剂床采用轮毂式分配板和多孔式床支板,并检验了不同结构的分解燃气与燃料喷射、混合情况.研究结果显示,催化分解点火可靠性高,工作稳定,燃烧效率在95%以上.     

硝酸羟铵基单元推进剂小推力室的性能和寿命试验

由硝酸羟铵(HAN)、甘氨酸和水组成的单元推进剂对环境无害。采用这种新型推进剂进行了火箭发动机试验,以测定小推力(4.5～9.0N.推力级别)催化分解推力室的性能和寿命特性.研制硝酸羟铵基推进剂长寿命催化反应室,是对当前单元推进剂技术的挑战。硝酸羟铵与燃料配混燃烧后产生的燃气,分子量比较高,需要把燃烧室温度限定在目前催化剂耐高温性能范围内,以便将发动机比冲保持在能够接受的水平。硝酸羟铵与燃料配混燃烧后产生相当多的水蒸汽,使工作环境更加恶劣。传统的贵金属催化剂在这种高温水蒸汽环境中,表面积和活化金属都有所损耗。通过发动机性能试验和寿命试验,本文讨论了目前硝酸羟铵推进剂推力室研制过程,推力室设计和催化剂选择方案。     

ADN基液体空间发动机的实验研究与在轨验证

二硝酰胺铵(ADN)是一种高能量密度、不含氯元素的绿色无毒无机盐类物质。它可以作为氧化剂,与甲醇、水混合后组成ADN基液体推进剂。ADN基液体推进剂作为一种高性能、绿色无毒、可存储的新型推进剂,可以提供相比于传统肼类推进剂更高的比冲性能,代表了空间化学推进技术的一个新的研究方向和发展趋势。主要介绍了北京控制工程研究所研制的ADN基液体空间发动机的实验研究和在轨飞行验证情况。首先,基于可调谐二极管红外吸收光谱(TDLAS)的测量方法,针对一台1 N推力的模型ADN基发动机进行了实验研究,获得了燃烧室内燃气温度、CO与N_2O组分浓度等特征参数随喷注压力的变化关系。然后,介绍了0.2 N,1 N,5 N及20 N ADN基发动机的高空模拟热试车试验情况和主要性能指标。最后,介绍了1N ADN基发动机的首次在轨飞行验证情况。这些研究结果有利于绿色空间推进技术的发展。     

双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。     

单组元催化分解发动机参数设计

阐述了单组元催化分解发动机的催化剂床孔隙率、催化剂床比表面积、氨解离度、喷注管流阻和启动响应时间等有关参数对发动机的影响,及其相互间的关系.介绍了这些参数的计算方法,并给出了计算实例.     

高比冲双组元液体远地点火箭发动机研究

综述了国内外研制的双组元液体远地点火箭发动机的性能、特点和发展趋势。在分析了液体远地点发动机提高比冲的各种技术途径后，提出可通过改进喷注器设计、减少边区液膜冷却流量、采用扰流环二次燃烧和使用新型耐更高温材料等措施，以提高远地点发动机的比冲。     

运载火箭气氧/煤油姿控发动机技术研究

为实现空间推进系统的无毒、无污染、低成本、高性能和高可靠性,在国内首次研制了运载火箭辅助动力系统气氧/煤油发动机。以推力150 N的气氧/煤油发动机为研究对象,给出了点火、喷注器及身部冷却、阀门等的设计方案。介绍了研制中突破的小姿控发动机电脉冲点火器、气/液组合的有效混合、发动机稳态工作时的烧蚀,以及高空真空点火等关键技术。计算了气液两相流稳态燃烧流场并进行了氧化剂路气流试验。地面热试车和高空模拟热试车的结果表明,电脉冲点火器可实现发动机的可靠点火,采用同轴离心式内混合喷注、铌合金液膜辐射冷却方案的该气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作大于3 000次,但真空中发动机的冷却仍需进一步研究。     

星用第三代铼/铱材料490 N发动机研制进展

提高轨控发动机的真空比冲可以有效减少卫星变轨推进剂的消耗量,从而延长卫星的在轨工作寿命或增加有效载荷质量。介绍了我国在研的卫星用第三代铼/铱材料490 N发动机设计方案、技术攻关和试验情况,对工程化应用存在的问题进行了分析,并提出了改进和优化方案。在第二代490 N发动机的设计基础上,第三代490 N发动机成功攻克了可靠传热稳定工作喷注器、高性能喷注器与燃烧室匹配以及新型高温抗氧化材料制备等关键技术,真空比冲提高了10 s,达到325 s。两台发动机均通过了25 000 s鉴定级高空模拟热试车寿命考核,性能指标达到国际先进水平。但是针对试车子样数较少和铼/铱燃烧室制备工艺困难的问题,仍需进一步开展铼基体和铱涂层的高温性能研究,并继续优化发动机设计。