吸热型碳氢燃料动力学不稳定性实验研究

为了使热防护结构安全稳定运行,对吸热型碳氢燃料RP-3压力降不稳定性和密度波不稳定性进行了实验研究。通过在实验段前加装缓冲罐,构建了吸热型碳氢燃料动力学不稳定性模型,探讨了压力降不稳定性和密度波不稳定性的机理与基本特性。实验结果表明,压力降不稳定性发生在压降特性曲线的负斜率区,密度波不稳定性发生在压降特性曲线小流量下的正斜率区。压力降不稳定性中流量、压力和温度波动幅度大,加热段出口燃料温度波动幅度最高可达90℃,并且波动周期较长,时间一般在15～50 s;密度波不稳定性流量和压力波动幅度比压力降不稳定性小,但加热段出口燃料温度波动幅度最高可达95℃,超过了压力降不稳定性中温度的波动幅度,其波动周期时间一般小于10 s。     

吸热型碳氢燃料再生冷却性能评估方法

吸热型碳氢燃料作为吸气式高超声速飞行器的再生冷却剂,冷却剂出口温度可达到750℃以上。碳氢燃料的冷却能力和抗结焦特性指标,是再生冷却剂的关键参数。在工程应用参数范围内,建立了吸热型碳氢燃料再生冷却性能综合评估体系,实现燃料热沉、结焦和流动传热性能的综合评估。燃料热沉采用热平衡法测量。作为参考:燃料温度600℃,热沉约2.0 MJ/kg;燃料温度750℃,热沉约3.5 MJ/kg。结焦采用层流流动阻力法进行定量测量,应用泊肃叶定律计算碳氢燃料结焦前后通道的当量内径,从而得到通道内结焦层的平均厚度。流动换热性能的评估方法是比较相同出口流体温度条件下不同燃料壁面温度沿轴向的分布趋势。以上吸热型碳氢燃料评估方法的建立,为研制吸热型碳氢燃料提供了有效的初步筛选途径。     

基于碳氢燃料裂解工作的ATR发动机性能分析

提出了一种基于碳氢燃料裂解气体驱动涡轮工作的ATR发动机方案,并对特定裂解气成分的碳氢ATR发动机性能进行计算,获得了裂解气中烷/烯比对发动机性能的影响规律。结果表明,在同一飞行条件下,随着发动机转速上升,推力逐渐上升,比冲基本呈减小趋势;在同一转速下,碳氢燃料裂解气中烷/烯比越大,发动机比冲越高。在烷/烯比4、转速百分比70%条件下,发动机比冲最高达到约7 644 m/s;随着烷/烯比逐渐升高,裂解气比热容逐渐升高。     

碳氢燃料燃烧三步简化反应机理

随着液体火箭发动机性能不断提升,应用场景和工况范围不断拓展,为了实现快速迭代的研发模式,需要在短时间内以较高精度获得燃烧流场仿真结果,这对反应机理的宽工况适用性与计算的经济性均提出了严峻的挑战。为此,构建了一种适用于宽工况范围([0.1,2.0]当量比、[1,1 000]倍大气压、[300,1 000]K初温以及[0,4]氮氧比)的碳氢燃料燃烧三步简化反应机理,使得在大范围工况下能同时获得较准确的绝热平衡温度、层流火焰速度和点火延迟分布。甲烷和癸烷的零维/一维火焰计算结果显示,在当量比、压力、初温和氮氧比大幅变化的情况下,三步机理计算的宏观燃烧参数与详细机理、骨架机理具有较高的一致性。进一步计算了Sandia火焰D,并与详细机理及实验进行对比,温度、速度及组分分布证明了该机理在计算湍流燃烧时的准确性。     

美国军用喷气燃料发展综述

以JP和RJ系列燃料为主线,系统地回顾了美国军用喷气燃料发展的历史与成就,着重论述了高密度燃料和吸热碳氢燃料两大军用燃料领域的关键技术,归纳了美国在这两大技术方面的研究历程和最新进展,对喷气燃料的发展前景和可能的研究方向作了展望。     

单喷注单元燃烧室试验中碳氢燃料与H2O2的燃烧性能

一个由Sierra工程公司(Sierra)、AFRL(空军试验室)和Nothrop Grumman公司(NGC)组成的研究小组在一个推力为5785N的单喷注单元过氧化氢/碳氢燃料火箭发动机燃烧室中,对几种不同的碳氢燃料进行了测试.试验中使用的各种燃料包括JP-8、RP-1、JP-10、甲苯、环丁烷、松节油以及上述燃料的不同混合物.试验用的燃烧室采用分解后的90%过氧化氢作为氧化剂.采用水冷的燃烧室及典型的燃料液膜冷却,燃烧室的总混合比(MR)的分布范围为3.75～7.4.试验中,燃烧室压力接近5.5MPa.将试验性能与计算出的理论性能进行了比较.在试验中,用红外光谱仪对排气羽流进行了监测.结果显示出了综合谱带强度,证实了羽流辐射对燃烧室工作条件变化的敏感性.在个别情况下,羽流强度的变化可能与燃烧室中的变化有关.但是,对羽流的测量比对燃烧室工作条件的直接测量(如压力和温度测量)更加灵敏.     

超燃冲压发动机燃烧室碳氢燃料的点火和火焰稳定研究

在氢氧加热脉冲风洞上,对超音速燃烧室在进口2Ma、总温960~1 420 K条件下的碳氢燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究。在直连式超音速燃烧室实验中,通过采用火花塞 氢先锋火焰、火花塞 乙烯先锋火焰的方法实现了煤油燃料的点火和火焰稳定。研究结果显示,当采用氢作为先锋火焰时,利用火花塞能够在燃烧室进口总温960 K条件下实现煤油的点火和火焰稳定;当采用乙烯作为先锋火焰时,利用火花塞,实现没有点火和火焰稳定的最低温度为1 420 K。     

主动冷却超燃冲压发动机最大工作马赫数评估

采用主动冷却方式对超燃冲压发动机进行热防护是解决其长时间工作的有效措施。针对超燃冲压发动机燃烧室恶劣的热环境,设计了一种基于碳化硅陶瓷基复合材料的主动冷却结构,建立了发动机主动冷却结构设计的数学模型。引入发动机冷却液流量系数,从飞行器整体热防护角度出发,以发动机燃烧室主动冷却结构中冷却液的出口温度为依据来评价超燃冲压发动机可以达到的最大工作马赫数,以及分析发动机冷却液流量系数、飞行高度和燃烧室化学反应当量比对最大工作马赫数的影响。结果表明,增加冷却液流量系数、适当降低飞行高度、一定范围内提高化学反应当量比,可降低冷却液出口温度,从而提高发动机的最大工作马赫数。     

高能液体推进剂研究现状和应用前景

高能液体推进剂的发展有四个方面：金属化凝胶推进剂、高密度吸热型碳氢燃料推进剂、纳米材料液体推进剂、添加含能材料的液体推进剂。本文围绕高能液体推进剂的发展方向,综合论述了国内外的研究现状和应用前景分析,并提出了我国技术发展的初步思路。     

兰州空间技术物理研究所电推进新进展

兰州空间技术物理研究所是我国电推进技术研究和产品研制的主要单位。2014年兰州空间技术物理研究所在电推进发展中取得了多方面的重要进展,分别从空间飞行试验、型号产品研制、新产品开发、专业技术基础研究等方面进行了总结性的系统介绍。空间飞行试验包括了SJ-9A卫星离子电推进系统和XY-2卫星霍尔电推进系统,型号产品研制包括了DFH-3B平台首发卫星LIPS-200离子电推进系统、DFH-5卫星平台和全电推进卫星平台的LIPS-300离子电推进系统及LEO大型航天器主动电位控制系统,正在研发的新产品包括LIPS-200+,LIPS-100和LIPS-400等离子推力器及LHT-140霍尔推力器,电推进专业技术基础研究工作主要包括栅极组件工作寿命分析及概率性评估、放电室性能分析及优化以及基于等离子体能量沉积的推力器热分析等。     

国外高超声速组合推进技术概述

推进技术是高超声速武器的核心技术,以超燃冲压发动机为基础的高超声速组合推进技术是高超声速武器的首选动力方案。本文介绍了几种以超燃冲压发动机为基础的组合推进方案,并简要介绍了美国、日本以及印度的技术发展现状。     

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。     

太阳能热推进的研究与发展

概述了太阳能热推进(STP)的系统组成和工作原理,重点介绍了STP的研究进展、关键技术及其在潜在应用领域中的性能优势,关键技术有高性能太阳能主聚光器的研制和吸收器／推力室高温热结构的设计,并根据国外研究现状,提出了国内开展太阳能热推进研究的若干建议。     

对高超声速目标的跟踪及算法研究

对高超声速目标特性进行了研究,针对高超声速目标高速及高机动的特点,提出了使用参考加速度模型的IMM算法.同时采用UKF滤波解决对目标跟踪造成的非线性问题.蒙特卡罗仿真试验证实该算法跟踪效果较好、误差均方值小、跟踪精度高.     

动力系统试验工艺参数监视系统设计

在火箭动力系统试验中,需要实时监测、显示和传输地面工艺系统和箭上状态参数.主要阐述了采用上下位机控制模式设计的工艺参数监视系统,介绍了系统硬件和软件设计.上位机硬件包括工控机和采集板卡,以LabVIEW语言开发软件设计,构建工艺状态总图;下位机采用PXI控制系统,加载采集板卡信息,通过光纤以太网与上位机进行通信.该系统监测参数达到300路,数据每100 ms更新一次,在多次型号动力试验中得到验证,能够准确地实现试验状态参数远距离采集、传输和显示,提高了试验安全性.