自燃推进剂组元液滴的亚临界非定常蒸发计算模型

本文详细分析了自燃推进剂组元液滴在高温高压环境下的蒸发——分解燃烧过程。提出了该种液滴的亚临界非定常蒸发计算模型,应用该模型计算了UDMH和N_2O_4液滴在不同环境压力、温度和对流强度下的蒸发常数。计算表明,存在一个界限环境压力,超过这一压力就出现超临界蒸发。对于UDMH,当T_∞=3200°K时,界限压力P_∞=51大气压,而对于N_2O_4,P_∞=120大气压。计算还表明,UDMH的蒸发速度大于N_2O_4的蒸发速度。因而可以得出结论:在一般液体火箭发动机的工作条件下,UDMH为超临界蒸发,而N_2O_4为亚临界蒸发,而且发动机的燃烧过程主要受N_2O_4的蒸发速度所控制。这一结论已为发动机试车所证实。     

POGO蓄压器用耐N_2O_4氟胶料及皮碗

POGO蓄压器内壁接触液体推进剂N_2O_4,由于N_2O_4氧化性能很强,极易挥发,是很活泼的一种介质,它对高分子材料均有很强的腐蚀性。由上海橡胶制品研究所研制并已鉴定的     

高性能的双组元铼发动机

几年来,TRW 一直在研究高性能的450N 双组元远地点发动机,室压0.7MPa。最初,采用化学气相沉积(CVD)的铼推力室,试验证明具有很长的寿命和很高的性能。但是,为了改善铼推力室的生产工艺,降低成本,在 NASA—LeRC 资助下,TRW 已研制一种取代 CVD 的粉末冶金(PM)铼燃烧室,其内外表面涂铱,外表面再涂高辐射系数的氧化铪。该发动机用 N_2O_4—MMH 和 N_2O_4—N_2H_4两种推进剂进行了试验,证明有很高的性能。发动机累计工作时间超过10000s,最长工作时间700s。本文将介绍和讨论这些试验结果。     

一种新型氧化剂简介

本文简要介绍了一种新型氧化剂[(NH_4N(NO_2)_2]的化学合成方法、物理化学性质及性能改进的途径。     

并联螺旋管内流量分配计算

本文简述了 DF—5 N_2O_4蒸发器的结构形式、结构参数及试验结果。给出了不考虑传热条件下并联螺旋管内流量分配计算法。提出了考虑传热及相变条件下并联螺旋管内流量分配计算的问题。     

200N双组元远地点发动机试验研究

论述了可贮存双组元发动机 MAI-200试验研制概况:水力试验和点火试验结果。该发动机推力为200N,推进剂为N_2O_4/偏二甲肼。     

N2O4真空排放试验研究

真空状态对高空液体火箭发动机的工作过程具有重要影响,研究液体火箭发动机高空点火、真空排放等过程时,必须对所采用的推进剂在真空状态与地面状态下的差别进行仔细研究。本文以某型高空发动机的真空排放过程为研究对象,根据排放管路中流速相等和流动时间相等的原则,设计了缩尺试验件,对N_2O_4真空排放过程进行了试验研究。结果表明,N_2O_4真空排放流量的轻微减少对发动机实际排放效果影响很小。     

含能燃烧催化剂K_2Pb[Cu(NO_2)_6]对RDX-CMDB推进剂性能的影响

采用共沉淀法制备出一种含能配合物K_2Pb[Cu(NO_2)_6],研究其作为含能燃烧催化剂对RDX-CMDB推进剂性能的影响。采用X射线衍射仪(XRD)、扫描电镜(SEM)、激光粒度仪、能谱仪(EDS)及高效液相色谱仪(HPLC)对K_2Pb[Cu(NO_2)_6]的结构、形貌、粒度、元素分析及纯度进行表征。将K_2Pb[Cu(NO_2)_6]采用内加法和外加法两种方式添加到RDX-CMDB推进剂中,探究其对推进剂性能的影响,进一步研究加少量不同铜盐与K_2Pb[Cu(NO_2)_6]复配后对燃速和压强指数的影响。采用靶线法、单幅放大彩色摄影技术和甲基紫法测定其静态燃速、火焰结构及化学安定性能。结果表明,制备的K_2Pb[Cu(NO_2)_6]样品形貌规整,呈立方体晶型,纯度非常高,达到100%;采用内加法将K_2Pb[Cu(NO_2)_6]添加到RDX-CMDB推进剂中,可使原推进剂压强指数降低0.115;将少量不同铜盐与K_2Pb[Cu(NO_2)_6]复配调节推进剂的燃烧性能,发现均有明显的降低压强指数和稳定燃速的效果,其中在8～12 MPa范围内,K_2Pb[Cu(NO_2)_6]和水杨酸铜复配后可使推进剂的压强指数下降至0.277;火焰结构表明,添加K_2Pb[Cu(NO_2)_6]的RDX-CMDB推进剂燃烧符合双基推进剂燃烧的一般规律;在常温常压下,含K_2Pb[Cu(NO_2)_6]的RDX-CMDB推进剂可能具有抑制燃烧火焰面积作用; K_2Pb[Cu(NO_2)_6]的高温分解产物主要是PbO和Cu O,可以协同催化调节推进剂的燃烧性能;添加K_2Pb[Cu(NO_2)_6]的RDX-CMDB推进剂的化学安定性能在标准许可范围内,对推进剂化学安定性影响不大。在该RDX-CMDB推进剂中,形貌规整的K_2Pb[Cu(NO_2)_6]是一种效果较好的含能燃烧催化剂。     

俄罗斯氧化剂液膜冷却液体火箭发动机在喷气公司进行了热试车

美国喷气公司成功地进行了推力为400N 的 LTRE400N 液体火箭发动机的热试车工作。该液体火箭发动机的价格仅为西方国家生产的同等推力液体火箭发动机价格的10%。LTRE400N 液体火箭发动机是俄罗斯研制的,且其燃烧室采用氧化剂(N_2O_4)进行液膜冷却。这种方法在西方国家的液体火箭发动机上未使用过,他们只是用燃料来冷却燃     

纳米CuFe_2O_4的制备及其对高氯酸铵热分解的催化性能

以硝酸铜、硝酸铁为反应物,氨水为沉淀剂,PEG-400为分散剂,通过共沉淀法合成了纳米CuFe_2O_4。利用XRD、FE-SEM、TEM表征了纳米CuFe_2O_4颗粒的结构、粒径及形貌。同时,采用DSC研究了纳米CuFe_2O_4对AP热分解的催化性能。结果表明,所得的产物主要为尖晶石结构的CuFe_2O_4,粒径约为200 nm,呈类球形。DSC分析表明,纳米CuFe_2O_4对AP的催化效果优于单独使用共沉淀法制备的纳米CuO、纳米Fe2O3或者纳米CuO+Fe_2O_3(CuO和Fe_2O_3的摩尔比是1∶1)混合物的催化效果。纳米CuFe_2O_4对不同粒径的AP均具有显著的催化作用,且2%含量为纳米CuFe_2O_4催化AP的最佳使用量,可使64、6、1μm AP的高温分解峰温分别从441.3、433.8、416.9℃降低至356.8、379.8、355.2℃;表观分解热分别从941、1167、1312 J/g增加至1734、1 838、1 855 J/g;同时使64、6、1μm AP的热分解反应速率常数分别增大。随着AP粒径的减小,其团聚性增强,很难与纳米CuFe_2O_4形成均匀混合物。因此,想要提高纳米CuFe_2O_4对超细AP的催化性能,应该从解决纳米CuFe_2O_4和超细AP的分散均匀性入手。     

瞬态流动条件下固体推进剂的点火

本文的目的主要是测定圆柱形固体推进剂在横向气流中的对流点火模式和位置。使用激波风洞可提供20毫秒时间的加热气流,其压力为1～2.0兆帕,温度为1600～2100K,流速为10～300米/秒。实验气体的组分为100％N_2;10％O_2和90％N_2;50％O_2和50％N_2共三种。测试仪器包括六个辐射探测器、高速摄影机、压力传感器和热流计等。点火为气相过程。相对于三基推进剂来讲,单基和双基推进剂在含氧气流中,点火较为容易。对大Reynolds数(如为16000),低含氧量的自由流气体,火焰会产生分离现象。在高的加热速率、并伴有边界层出现时,点火就会在小于1毫秒的时间内发生。根据流动条件的不同,点火位置可能在气流的前沿区或者在尾流区。     

航天推进剂废气废液燃烧处理实验

针对航天生产试验现场有毒推进剂废气废液的无害化处理,设计了一种火箭煤油/空气燃烧处理装置,通过富燃/富氧高温燃气处理硝基类氧化剂/肼类燃料的废气废液。基于该燃烧处理装置,分别进行了燃烧器性能调试以及N_2O_4与甲基肼的废气与废液处理实验。实验结果表明,燃烧装置在两种基本工作模态下,燃气温度小于1 200℃,燃烧高效、稳定;N_2O_4在处理流量0～20 g/s时,排放物中NO_x浓度最高为25 ppm,燃气温度小于1 200℃;在甲基肼处理流量6 g/s时,排放物中VOC浓度小于0.05 ppm,NO_x浓度小于2.0 ppm,其中燃气最高温度随甲基肼流量增加不断增大,最高达1 300℃。该燃烧处理装置可实现对有毒航天推进剂高效、彻底的处理,废气排放符合相关标准要求。     

过氧化氢和自燃燃料的双组元发动机研制

使用剧毒推进剂,如N_2O_4/肼类,将会变得越来越困难。一方面,一些环保法规和出于安全方面的考虑使得这些推进剂的价格大大提高;另一方面,这些推进剂在未来的推进系统中的使用也被严格限制。因此,必须使用低毒推进剂来替代以前的剧毒推进剂。比如,采用火箭用过氧化氢(RGHP)和燃料组成的双组元推进剂(以及相应的催化剂)。本文介绍了过氧化氢和甲醇组成的双组元推进剂(采用金属锰作为催化剂)的一些初步的研究工作,包括理论性能估算,点火试验,发动机发展过程,喷注器设计,以及样机试验。     

SiO_2添加剂对防热透波一体化复相陶瓷结构及性能的影响

为研究能满足高马赫数飞行条件下的防热、承载、透波等要求的防热透波一体化材料,文章采用SiO_2作为添加剂,添加到多孔Si_3N_4复相陶瓷中,通过调控SiO_2的含量(质量占比),研究添加后材料的气孔率、孔径分布、物相组成、显微结构、力学性能及透波性能。结果表明,多孔Si_3N_4复相陶瓷的气孔率随着SiO_2含量的提高而降低,抗弯强度随着SiO_2的含量提高而上升,透波性能随着SiO_2含量的提高先上升后略微下降,说明SiO_2的添加,既促进了Si_3N_4的烧结,又在一定程度上提高了其介电性能。添加7.5 wt%的SiO_2到多孔BN/Si_3N_4复相陶瓷中可以获得较理想的防热透波综合性能。     

用硝酸离子选择性电极测量酸洗槽液中的硝酸根离子

本文采用硝酸根离子选择电极测定酸洗槽液中NO_3~-离子。比较八种离子强度缓冲液,得到0.2M Na_2SO_4-0.025M EDTA-0.1M NaH_2PO_4的离子强度缓冲液有较好的抗干扰能力,在50ml溶液中F~-,SO_4~2,PO_4~(3-),SO_3~(2-),A1~(3-),乌洛托平在20mg时没有干扰,而NO_3~-1mg和C_rO_4~(2-)1.5mg以下也没有干扰。大量铬,镍,铁及钛用NaOH分离。此时作标准曲线得到了斜率为56my/PNO_3~-,能获得较好结果。     

补燃循环发动机发展史

60年代初是液体火箭发动机研制和发展的重要时期。为增加发动机比冲而作的一些研究使人们逐渐对高室压工况感兴趣;同时,补燃循环作为一种能从化学反应中获得最多能量的方法也开始进行探索。由空军支持的一个重要研究计划是研究使用可贮存液体、推进剂,推力在4452.2kN 到8894.6kN 的发动机的可能性。这些方案提出了使用超临界 N_2O_4作再生冷却液的实验鉴定技术和在喷注器与推力室壳体的制造中采用光刻技术。NASA 开始的先进发动机设计研究为高压补燃发动机指明了方向,随后在17.5MPa 压力下完成的次高压补燃燃烧试验,证明了燃烧系统的可靠性。空军也致力于高扬程氧泵和高室压 O_2/H_2补燃发动机(XLP—129)的研究,这些研究为 SSME 的涡轮和循环系统奠定了基础。     

同步门槛 E_b/N_0达-20dB 的 PCM 码同步器

该文介绍一种可在能量对比率 E_b/N_0 低达-20dB 时,实现码位同步的数字式 PCM 自适应码同步器。其中包括:1.功能方框图,2.环路带宽与同步门槛的函数关系,3.数控振荡器(NCO)和环路滤波器(LF)的精度,分辨率及稳定度要求,4.性能数据。文章着重讨论根据实际研制计划能够完成这项任务的设备的主要部件。     

二硝酰胺铵(ADN)/纳米Fe_2O_3的热分解特性研究（英文）

二硝酰胺铵(ADN)因具有氧平衡和能量高、且不含卤素的特点,被认为是新型固体推进剂中最有应用前景的高能氧化剂之一。重点研究了纳米Fe_2O_3(nano-Fe_2O_3)对ADN热分解行为的影响。利用差示扫描量热法(DSC)和热重(TGDTA)分析法,研究了nano-Fe_2O_3/ADN混合物的热行为,采用Friedman法计算了其活化能;利用TG-DTA-MS和TG-DTS-IR联用仪,进一步研究了纯ADN和nano-Fe_2O_3/ADN混合物在相同测试条件下的气体分解产物组成及热分解机理。结果表明,nano-Fe_2O_3降低了ADN的起始分解温度和最大分解温度,促进了ADN的热分解,反应后残留物的质量与最初添加到混合物中的nano-Fe_2O_3的质量接近,表明nano-Fe_2O_3可以催化ADN的热失重和放热行为,且nano-Fe_2O_3并没有改变ADN的反应过程,分解产物不变。     

机械球磨法制备纳米TATB及其表征

采用高能机械球磨法制备出平均粒径为58.1 nm的纳米TATB。利用SEM分析表征了纳米TATB的微观形貌,并统计了纳米TATB的粒度分布。利用XRD、IR和XPS表征了纳米TATB的晶型、分子结构和表面元素等。采用DSC和DSC-IR联用系统对纳米TATB的热分解活化能和热分解产物进行了分析。结果表明,纳米TATB的表观热分解活化能(ES=341.2 k J/mol)相比原料TATB(ES=354.4 k J/mol)降低了13.2 k J/mol,说明纳米TATB的反应活性更高。纳米TATB的主要分解产物为CO_2,同时伴有一定量的N_2O和NO_2生成。热感度实验表明,纳米TATB的5 s爆发点(T5s)高于原料TATB的T5s,说明纳米TATB的热稳定性更高。     

求解C_nH_mO_lN_k-空气系统化学平衡成分的双变量迭代法

燃烧过程和高温气体热力过程的计算需要求解燃气的化学平衡成分。本文提出了一种求解C_(n)H_(m)O_(l)N_(h)-空气系统化学平衡成分的双变量迭代法。与普通的简单迭代法相比,双变量迭代法的收敛性十分可靠;与赫夫法和怀特法相比,双变量迭代法的计算机程序十分简单、计算量极小(所需机时仅为前两者的10％～30％),而收敛性还有所改善。此外,对于贫油混气,文中还提出了双变量同时迭代的计算方案,使计算过程的收敛速度进一步提高。