AP/RDX/HTPB复合推进剂燃速特性计算研究

考虑了AP／RDX／HTPB推进剂中两种氧化剂的含量、配比和粒度对推进剂燃面结构及燃速的影响，建立了一个高氯酸铵／硝胺复合推进剂的“双区”稳态燃烧模型。两区所占的面积比由两种氧化剂的数密度之差决定，这样可同时反映这类推进剂中两种氧化剂配比和粒度的影响。计算结果表明，该模型可较好地模拟AP／RDX少烟推进剂的燃速特征。     

复合固体推进剂燃速模拟计算数值方法研究

本文以改进的BDP燃烧模型为基础,叙述了燃烧速度计算的多种数值方法.对扩散火焰的模拟采用了精确求解与简化公式.结果表明,精确计算的程序对燃烧压力范围和氧化剂粒径大小可任一选取,并可以提高计算精度,而用简化近似计算仅对较大粒径的氧化剂和较高燃烧压力才是有效的.     

自燃推进剂火箭发动机稳态燃烧过程的数值模拟

研究了自燃推进剂火箭发动机的稳态燃烧过程。用一甲基肼作燃料，四氧化二氮为氧化剂，考虑了液滴的雾化机理和高压分解燃烧。将ＰＩＳＯ算法应用于任意曲线坐标下，在计算中采用非交错网格技术抑制了压力振荡。成功地获得了发动机燃烧过程的流场参数。     

中能贫氧复合固体推进剂提高性能的研究

对改善贫氧推进剂燃速分亦状态和提高推进剂热值的途径进行了研究。结果表明,适当缩短碳纤维长度明显地改善了由于碳纤维带来的燃速不均匀性;当氧化剂的含量减少到35～32％金属含量增加到40～45％时,理论热值达24MJ/kg。燃烧试验易于点火,能稳定燃烧,特征速度有较大提高。     

固液混合火箭发动机燃烧的边界层计算

针对固液混合火箭发动机典型的边界层燃烧理论，用边界层的方法对固液混合火箭发动机燃烧进行了计算，计算采用二维轴对称的层流边界层方程，化学模型采用有限速率模型。计算考虑了不同氧化剂流率，不同吹入参数的多种情况，得到了固体混合发动机边界层的温度场分布，并利用计算结果，拟合了固体燃料的燃速公式，与相关文献的比较说明计算正确，结果符合燃烧机理和流动规律，为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧问题打下了基础。     

复合固体推进剂的燃速压力指数

复合固体推进剂是由无机氧化剂,有机粘合剂,金属燃料以及各种添加物所组成的非均相混合物。这种推进剂的燃烧过程是由一组在气相,液相及固相中同时发生的化学反应及传热、传质等物理过程所构成的一种复杂过程。因此,复合固体推进剂的燃烧速度受到许多因素的影响,如燃烧室压力,装药初温,氧化剂的类型、含量、粒度及其不同粒度的配比,粘合剂的类型,燃速调节剂的特性等都会影响复合固体推进剂的燃速。然而,在上述诸因素中,压力是影响燃速的最重要的因素。     

三种无烟推进剂压力耦合响应函数的实验研究

用压力可控Ｔ形燃烧器测量了三种无烟推进剂压力耦合响应函数，总结到一些实验规律，提出燃烧催化剂对抑制不稳定燃烧可能起到的重要作用。     

含铜有机络合物在丁羟推进剂中的作用过程初步探索

通过常压热重法、高压差热分析、夹心件中断熄火燃烧实验及SEM观察和XPS分析等多种实验观测手段,初步研究了一种能有效地降低HTPB/AP复合推进剂压强指数的含铜有机络合物(TP)的作用过程。研究表明,TP通过促进氧化剂AP的高温分解过程促进推进剂的燃速;TP的作用效果与这种化合物的耐热性和燃烧过程中各种产物的性质有关。对典型催化剂TP的研究结果为筛选燃速催化剂和进一步研究燃速催化机理提供了分析的依据。     

含不同氧化剂的复合推进剂能量及特征信号研究

为研究含能氧化剂环三亚甲基三硝胺(RDX)、六硝基六氮杂异戊兹烷(CL-20)、二硝酰胺铵(ADN)、硝仿肼(HNF)逐步取代高氯酸铵(AP)后复合推进剂的能量特性和特征信号性能,采用最小自由能原理对配方进行了化学平衡性能计算.结果表明:四种高能氧化剂逐步取代AP都达到了增加标准理论比冲和降低二次烟的目的,标准理论比冲增加率的峰值分别为0.85％,1.1％,3.37％及5.1％,ADN对降低特征信号二次燃烧火焰效果最好.ADN和HNF逐步取代A1后,标准理论比冲、一次烟及二次燃烧火焰都呈下降趋势,二次烟呈上涨趋势.     

自燃推进剂旋转爆震燃烧实验研究

为了拓展旋转爆震燃烧方式在液体火箭发动机领域的应用范围,以一甲基肼为燃料,四氧化二氮为氧化剂,在圆环形燃烧室中组织旋转爆震燃烧。燃烧室内径为30mm,外径为60mm,采用了24对撞击式喷嘴,氧化剂喷孔0.4mm,燃料喷孔0.3mm。用稳态压力传感器和高频动态压力传感器记录供应及燃烧状态。实验中发现:自燃推进剂能够发生旋转爆震燃烧,频率达到7340Hz,爆震波峰值压力达到0.6MPa,爆震波速度达到1384m/s;爆震波引起的压力震荡可向上游喷注器传播;由于自燃推进剂为液/液反应,着火延迟时间约为10ms,在本燃烧室中该时间大于爆震波旋转一周所需的时间,因而爆震波到达时仍有较多的可燃混合物能够参与爆震燃烧;自燃推进剂发生旋转爆震燃烧需要足够大的流量密度,本实验中最小为103.7kg/(s?m2);自燃推进剂在富燃条件下更容易发生旋转爆震燃烧。实验结果表明在火箭的姿态控制发动机上应用旋转爆震燃烧具有一定的可行性。     

推力室槽道式冷却通道尺寸优化设计方法

新一代液氧 /烃类推进剂液体火箭发动机将采用高燃烧室压力方案 ,这时推力室冷却成为一项关键技术问题。本文构造了一个槽道式再生冷却通道几何尺寸的优化设计方法 ,其优化目标是使通过冷却通道的冷却剂的压力损失最小。典型的计算、实验表明 ,采用优化设计方法可使冷却压力损失减少 50 % ,即采用优化设计有利于高室压推力室冷却问题的解决。     

可控固体推进技术研究进展

可控固体推进技术是指在基于含能材料为工质的固体推进剂燃烧过程中,借助一定措施使得推进剂的燃烧方式可控,燃速可调,实现推力可随机控制的推进技术。其可对推进剂燃烧状态进行主动控制,有望从根本上解决固体推进剂发动机推力主动、随机控制等关键技术难题。从推力可控实施方案、对应推进剂类别以及其应用技术等方面对当前可控固体推进技术研究进展进行了综述,并对部分可控固体推进技术中的推力可控实施方案提出了建议。     

固体火箭发动机不稳定燃烧时平均压力下降的原因探索

本文提出声湍流概念,指出声湍流引起的能量输运会降低经受适当振幅的推进剂的平均燃速,从而解释了不稳定燃烧推进剂平均压力的下降.本文提出的理论与Morita的实验结果在定性上是一致的,而实际发动机计算与实验结果的比较也证实了本文提出理论的正确性.     

PDADN-RDX-CMDB推进剂催化燃烧特性研究

采用热分析、微热电偶技术、燃速测试、熄火表面的扫描电镜观测等实验方法，研究了不同类型的复合催化剂对PDADN－RDX－CMDB推进剂燃烧特性的影响。结果发现，邻苯二甲酸铅／雷索辛酸铜／炭黑与雷索辛酸铅铜／炭黑两类复合催化剂可较好地改善PDADN－RDX－CMDB推进剂的燃烧特性，明显降低其压强指数且同时提高燃速，基于实现现象的观测结果分析，提出了“气泡－凝取相反应”理论，解释了该类推进剂在中枢 压区发生的“超速燃烧”现象。     

Experimental correction of combustion gas properties of AN-based composite solid propellants used for turbo-pump starter

Solid propellant gas generators play a role as a turbo-pump starter in liquid propellant propulsion systems by supplying pressurized gas to power turbines for engine start. Among the required combustion gas properties provided by solid propellant gas generators, the combustion gas temperature should not exceed a certain temperature which may damage the turbine blades. For such purposes, phase stabilized ammonium nitrate (AN)-based propellants have been widely used with a low combustion temperature. However, gas generator propellants with ammonium nitrate have historically exhibited incomplete combustion resulting in increased flame temperatures differing significantly from equilibrium values. In consideration of design requirements, an engineering model of solid propellant gas generator was manufactured using the combustion gas properties calculated by a chemical equilibrium code and then hot-fire tests were performed. Procedures for the correction of $T_0$, k and $M_w$ of the combustion gas from the experimental results are introduced and the following effects on the design of the solid propellant gas generator are presented. From the experimental correction of the combustion gas properties, it is found that the amount of the propellant could be reduced while providing the same amount of available power to the turbines and consequently, the size of the gas generator could also be decreased.     

振荡环境下推进剂液滴亚临界蒸发响应特性

针对推进剂液滴在惰性气体中的蒸发过程建立了非定常物理模型,并应用全隐差分格式离散模型方程进行数值求解。研究了液滴蒸发过程对环境气体压力振荡的响应特性,可为液体火箭发动机不稳定燃烧分析提供理论基础。      

氢氧喷注器面板温度场的三维模型及计算分析

本文推导了热传导的三维不等距网格差分公式,对氢氧发动机喷注器面板进行了通用的传热数值分析,得出了现行结构结冰是不可避免的.并且预测了一种新结构面板的温度场,它可以避免结冰.这种分析不仅对燃气发生器,而且对燃烧室同样适用,为今后喷注器设计提供了一种有效的传热分析手段.     

含高氮化合物BTATz的CMDB推进剂特性

以新型高氮化合物3,6-双(1-氢-1,2,3,4-四唑-5-氨基)-1,2,4,5-四嗪(BTATz)取代RDX制得了BTATz-CMDB推进剂试样,获得了燃速结果,并利用TG-DTG,PDSC,单幅照相、燃烧波温度分布和熄火表面形貌及元素含量测试技术对推进剂的热分解特性及燃烧特性进行了系统研究。结果发现,BTATz的氧平衡值较低,用其取代双基推进剂中的NC和NG后,推进剂的各能量特性参量出现不同程度的降低,因此,BTATz在推进剂中的含量不宜太高。BTATz-CMDB推进剂适用于常规无溶剂成型工艺进行制造;BTATz在燃速提升方面具有突出潜力,尤其在对推进剂主放热反应催化加速的催化体系(邻苯二甲酸铅、己二酸铜和炭黑的混合物)作用下,燃速提升效果更加明显;BTATz-CMDB推进剂燃烧时的火焰符合双基系推进剂火焰的一般特征,但由于BTATz不存在类似RDX那样的熔融过程,该类推进剂燃烧产生了发散火焰束,燃烧表面由熔融状变为疏松珊瑚状,火焰强度增强;随着压强升高,燃烧表面产生发散火焰束的活性点增多,暗区迅速变薄,增加了火焰区向燃烧表面的热反馈,加速了燃烧反应;催化体系对推进剂燃烧反应的气相区影响不大,它加强了凝聚相及表面附近的放热反应,改变了推进剂燃烧表面的结构,在推进剂燃烧过程中,催化剂(新生态)在推进剂的燃烧表面富集,催化了推进剂的分解和燃烧,促进了推进剂燃速的提高。     

含铝复合固体推进剂的燃烧模拟计算

本文以我们提出的AP/HTPB推进剂的稳态燃烧模型为基础,对多级配AP/Al/HTPB推进剂的燃速和压力指数进行了模拟计算,并对铝粒径、铝含量对燃速和压力指数的作用规律及其机理作了说明。计算结果和实验符合得很好,相对误差小于10％的达90％以上,能满足定量予估的要求。      

微孔推进剂稳定燃烧条件的初步计算研究

建立了一个描述微孔推进剂燃烧的模型，并得到了推进剂稳定燃烧时的控制方程组。计算了燃烧室压力与初始空隙率等对燃烧过程的影响，分析了稳定燃烧时应满足的一些基本条件，结果与实验值相一致。