适应高压燃烧的HTPB/AP/Al推进剂用钙盐降速剂研究

研究了碳酸钙(CaCO_3)和一种自制钙盐(CaOr)对HTPB/AP/Al推进剂燃烧性能和常温力学性能的影响,采用DSC-TG和SEM方法对比研究了CaOr、CaCO_3对AP热分解的影响,及含两种化合物的推进剂熄火表面形貌。结果表明,在3~17 MPa压强范围内,CaCO_3和CaOr均能有效降低HTPB/AP/Al推进剂的燃速和压强指数,CaOr比CaCO_3具有更好的燃速抑制效果,在高压段内的压强指数可降为0.17,达到平台推进剂水平。CaOr的加入使AP两个阶段的分解放热峰均向高温方向移动,CaCO_3对AP的低温分解峰没有影响,使AP的高温分解峰推迟。CaOr的降速效果优于CaCO_3的主要原因是其推迟了AP的低温分解峰,同时改变了AP的热分解历程,且在凝聚相中的分散性更好。     

Investigation into the transient flow characteristics of noble gas propellants using the pulsed inductive discharge in electric propulsion

The Pulsed Inductive Thruster (PIT) has the advantages of repeatable startup, no corruption and in-situ propellant feed. To study the flow expansion and circuit characteristics of PITs, the circuit-fluid model is developed, and the high temperature thermodynamic and transport models are combined with the circuit-fluid model to predict the critical plasma parameters. The flow fields of initial mass of 2–8 mg and charge voltages of 10–14 kV are simulated. Comparison of the flow fields of argon and helium propellants suggests that, the flow field structures are similar. Slight differences exist on the magnitude of the density and magnetic field, caused by larger velocity in lighter atom case and difference on the ionization gap between adjacent ionization levels. Analysis of the circuit characteristics by the two-dimensional results indicates that the ratio of coil inductance to circuit inductance affects both the rise rate and phase of the plasma current, the larger the ratio, the greater the rise rate and the better the following characteristic. The calculations show that the magnetic energy obtained within the decoupling distance determines the overall performance the thruster can be obtained; self-induced field maintained by the thermal motion after the main pulse leads to the long attenuation process and difference on the total impulse when the angle of conical pylon is varied under constant coil dimension.     

氢氧推进剂在轨加注若干关键问题研究进展

为了实现深空探测和大型空间站的建设,有必要对氢氧推进剂的在轨加注技术进行研究。通过文献调研和对比,重点分析氢氧推进剂在轨加注遇到的若干热力学和流体力学问题。首先介绍了可以用于氢氧贮箱蒸发量控制的被动热防护技术,目的是实现推进剂的长期在轨贮存。其次,对9种常用的常规推进剂在轨测量技术进行比较,得出适用于氢氧贮箱内剩余推进剂的测量方法。最后,针对在轨低温推进剂的气液分离问题,分析了正推法和表面张力贮箱在氢氧贮箱气液分离中的适用性。通过对氢氧推进剂在轨加注关键问题的调研和论证,为我国氢氧推进剂在空间环境下的长期在轨使用和再加注提供技术参考。     

凝胶自燃推进剂撞击雾化燃烧特性试验研究

为研究凝胶自燃推进剂撞击雾化的燃烧特性,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内进行了一甲基肼和四氧化二氮(MMH/NTO)及凝胶MMH/NTO喷雾燃烧过程的对比试验。试验拍摄了燃烧条件下液态推进剂的雾化图像及OH基自发辐射图像,其中雾化图像采用高速相机及阴影方法拍摄,OH基自发辐射图像采用带OH基滤光装置的高速相机拍摄。结果表明:MMH/NTO撞击后能快速气化,只能观察到喷注面附近喷雾扇及少量细小液滴,而凝胶MMH/NTO撞击后形成的液膜及贯穿视场的液丝清晰可见,推进剂未完全气化燃烧,造成燃烧性能下降;凝胶MMH/NTO推进剂氧化剂燃料蒸发速率不匹配,彩色阴影图像可观察到大量待反应红棕色NO2气体;根据OH基自发辐射光亮度及分布,MMH/NTO在撞击角为75°,燃料射流速度为23m/s时即可充分燃烧,但凝胶MMH/NTO充分雾化燃烧需求撞击角及射流速度更大,着火及充分燃烧需求燃烧室更长。     

新颖机动变轨化学火箭发动机头部研究

为研究轻型、可靠、环保的空间站机动变轨发动机,在氢/氧液体火箭发动机头部设计中引入了新型气动谐振点火技术.结合发动机推力室设计以及同轴氢氧谐振点火器研究,确定了用富燃的谐振点火火炬与剩余主体氧气再燃烧的发动机头部整体方案.通过对几种主氧喷嘴下发动机头部结构方案研究,选定了主氧喷嘴结构形式.针对发动机要求快速起动、点火响应时间短的关键技术,提出了几种研究实现途径,包括谐振加热装置的结构形式优化、参数匹配优化、材料改进以及点火组元进入时序研究等,以提高气动谐振装置的加热速度及点火能量集聚效率,最终实现了发动机起动时间达到0.2?s以内.     

硝胺推进剂燃烧性能研究

研究了硝胺推进剂中固体组分含量和粒度对推进剂燃速和压强指数的影响，得出了含量和粒度与硝胺推进剂的燃烧性能有着密切关系的结论。定性分析了它们对推进剂燃烧性能的影响，并从理论上说明了它们对推进剂燃烧性能产生影响的原因。     

复合固体推进剂的相(微相)分离

复合固体推进剂中存在两种形式的相分离，一种是由于粘合剂体系的混溶性差或是由于粘中合剂和增塑剂的结晶及凝胶作用造成的；另一种为聚氨酯粘合剂基体中软硬段的微相分离，两种相分离可以同时发生，但其对复合固体推进剂性能的影响不同，粘合剂与增塑剂的相分离有可能导臻推进剂性能的严重下降，而适宜的微相分离则能显著提高推进剂的力学性能，可以采用微相分离促进剂、离子化和形成互穿聚合物网络的方法来改善推进剂的微相分离，提高其务学性能。     

BAMO-THF复合推进剂催化燃烧特性分析

为调节BAMO-THF复合推进剂的燃速,通过燃速测试、热分析、扫描电镜研究了燃烧催化剂Fe2O3,OME,OMB对其燃烧性能的影响。实验发现Fe2O3,OME,OMB均可提高BAMO-THF复合推进剂燃速,降低燃速压力指数。热分析表明Fe2O3对叠氮粘合剂体系热分解没有催化作用,OME,OMB可显著减低复合推进剂起始热分解温度。熄火燃烧表面扫描电镜分析发现,Fe2O3,OME,OMB改变了推进剂燃烧表面形貌。     

自燃推进剂火箭发动机燃烧不稳定性研究

发展了自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,研究了燃烧不稳定性的机理,提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究,得到了声槽特性频率驿燃烧不稳定性的影响规律,描绘出声腔影响燃烧不稳定性的具体场景,数值模拟结果与理论分析及试车结果是相符的,对轴向声槽的分析设计将具有广泛的指导意义。     

新增表面等效作用力模拟固体推进剂裂纹动态扩展

固体推进剂作为线粘弹性材料在裂纹扩展过程中,外力和体力对体系作功的同时,材料的粘性内耗散和断裂表面能释放使体系能量降低。将裂纹扩展新增表面上等效作用力的概念引进有限元中,计算裂纹扩展过程中的应力强度因子和断裂表面能释放对体系应力应变场的影响,从而使得有限元可以模拟计算固体推进剂裂纹的动态扩展过程,解决了固体推进剂非定常燃烧扩展模拟中的难题。