微重力板式贮箱推进剂重定位的数值仿真

板式表面张力贮箱内推进剂重定位对确定推进剂分布情况、研究晃动影响、提高控制精度等具有重要意义．为研究板式贮箱内推进剂重定位的规律,对微重力下板式贮箱内液体重定位问题进行数值仿真．计算时使用三维非定常两相流动流体（VOF）模型,对某一板式贮箱寿命末期在不同微重力加速度情况下各种重定位过程进行数值仿真,得到各种工况下重定位的全过程,以及定位后推进剂的分布情况．数值仿真结果为板式贮箱的设计提供有利依据．     

耦合凝相-气相动力学机理的二硝酰胺铵燃烧模型

为了研究二硝酰胺铵ADN(Ammonium Dinitramide)固体推进剂燃烧物理化学过程并预测其燃 烧特性,建立一个耦合凝相-气相动力学机理的ADN燃烧模型。该模型基于凝相与气相的总连 续方程、组元连续方程、能量守恒方程及有限速率化学动力学方程而建立,并引入多组元系 统状态方程封闭方程组。模型中包含34种组元,1个固相（凝相）ADN分解总化学反应和165 个气相细节（基元）化学反应,并使用以温度函数表示的物性参数进行计算。应用气相燃烧 模型 对0.6 MPa下ADN燃烧火焰温度、组元摩尔浓度分布进行预测;应用耦合凝相-气相的燃烧模 型对0.2 MPa～36 MPa压强区域内柱状端燃ADN推进剂燃速、燃烧表面温度进行预测,计算结 果与文献报道试验数据较吻合。说明该燃烧模型能够较准确描述ADN气相燃烧波结构和ADN固 体推进剂燃速特性。
     

凝胶推进剂锥形管道流动特性数值分析

对凝胶推进剂在锥形圆管中的流动过程进行了数值计算,研究了锥形圆管收敛角对轴向速度、平均表观粘性、压降的影响关系,得到了凝胶推进荆在锥形圆管中的轴向速度与平均表观粘性分布.计算结果表明,随着收敛角的增大,出、入口截面平均表观粘性降低幅度不断增大,出口截面平均表观粘性不断减小至近牛顿粘性水平ηoo;并且,粘性的减小是以增大压降需求为前提的,当角度改变达某定值之后,角度的改变引起粘性的变化将不再显著.结果表明,圆管收敛角是影响粘性变化的一个重要参数,粘性变化与压降需求之间存在最佳结合点.     

小型试验固体火箭发动机研究

从理论上分析了影响固体火箭发动机性能散布的主要因素,设计了相应配套的小型试验固体火箭发动机,用于提高燃速测试精度,并应用于大型发动机的研制和批产。理论分析和测试结果表明,燃速的测试精度以及复合固体推进剂自身的燃速散布是影响固体火箭发动机性能的最主要因素,把握了复合固体推进剂燃速,可减小性能散布,确保大型固体火箭发动机批次研制和生产性能的稳定性和准确性。     

推进剂供应系统增压过程仿真

在大型液体火箭推进系统中,推进剂供应系统对贮箱压力有着严格的要求,增压系统作为可靠性环节的关键系统,工作过程复杂,需要进行仿真分析和试验验证,以改进设计。应用系统仿真技术,对某推进剂供应系统的增压过程进行了仿真,仿真结果与试验情况基本吻合。仿真结果表明缓冲阀可以有效地抑制增压过程压力振荡。此外,系统增压时间不能低于17s。     

NK-33火箭发动机获得新生

NK-33火箭发动机于上世纪60年代末由苏联库兹涅佐夫设计局设计用于登月火箭发动机,具有性能可靠、推重比大等特点。该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机,采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由     

我国载人登月重型运载火箭动力系统探讨

月球研究与利用是21世纪航天发展的重点之一。根据载人登月的需求,探讨了我国重型运载火箭及其动力系统的技术途径,提出研制大推力液氧/烃和液氧/液氢发动机的设想。重点论证了大推力下面级发动机的推进剂组合、动力循环方式及推力量级,认为该发动机推进剂应选择环保、廉价及高性能的液氧/烃组合,动力循环方式应采用先进的补燃循环或低成本的燃气发生器循环,推力应为4000kN左右。     

高温老化过程中推进剂模量变化对药柱结构完整性的影响

将NEPE推进剂在65℃,70℃,75℃下分别老化不同时间后,用动态力学分析仪测定其动态力学性能。利用测试得到的推进剂动态力学特性参数,经计算得出推进剂的平衡模量。随着老化时间增加,其平衡模量值逐渐降低。利用有限元方法,分析在老化过程中推进剂平衡模量的变化对药柱结构完整性的影响,即在高温老化过程中,当NEPE推进剂的平衡模量降低至某一值时,固体火箭发动机药柱的结构完整性破坏。     

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。     

回流口位置对液体火箭液氧贮箱热分层影响规律研究

低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素。本文采用CFD技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律。研究表明,当回流口位于下封头以上2米位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳。此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持。