液氧贮箱增压过程研究

采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布;各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.     

热力学排气系统对液氮贮箱控压特性的影响分析

为研究热力学排气系统(TVS)对低温推进剂贮箱控压特性的影响,搭建了液氮热力学排气技术控压试验平台,开展了混合模式和并行模式下的低温贮箱控压试验,研究了不同控压区间气枕压力及液相温度的变化规律,对并行模式过程中节流特性以及节流制冷量的输入对液相温度变化的影响进行了分析。试验结果表明,在混合模式中由于外部漏热和气枕压力的影响,液相温度呈波浪式上升趋势;在并行模式中,在节流制冷量输入和外部漏热的共同作用下,液相温度停止上升转而下降;在两种模式运行中,液相温度在较高的控压区间比较低的区间变化率大;理论模型能够较好反映试验测试结果,模拟分析得到的液相温度变化率与试验结果基本一致。     

液氮贮箱自增压实验与数值仿真

为研究低温推进剂在常温下的自增压过程,设计了以液氮为模拟介质可视化低温玻璃贮箱自增压实验系统,研究了自增压过程压力和温度的变化规律及体积充填率对压力和温度变化的影响。实验结果表明：气枕区和液体区存在显著的轴向温度分层,液体区温度的上升速率低于压力引起饱和温度的上升速率。压力上升分为有典型意义的三段：初始段、过渡段和稳定段,稳定段的压力上升速率随体积充填率增加而增加。液体区的对流运动在自增压过程受到抑制,气液界面逐渐进入准静止状态。并以实验测得温度作为边界条件,采用流体体积（VOF）模型对整个自增压过程进行了175 s的数值仿真。仿真得到的压力曲线变化规律与实验结果基本一致,稳定段的压力上升速率是实验值的1.58倍。本文得到的自增压物理参数变化规律,为低温推进剂的贮存和贮箱的热防护设计提供参考。     

工艺参数对CVD制备热解碳界面层厚度的影响

以甲烷(CH4)为碳源先驱体,以三维针刺碳纤维预制体为沉积基体,研究了化学气相沉积(chemical vapor deposition,CVD)工艺过程中沉积时间、沉积压力以及预制体厚度对热解碳界面层沉积厚度的影响,并在此基础上优化了在碳纤维表面制备合适厚度的热解碳界面层所需的CVD工艺参数。结果表明,针对现有反应腔体,5 mm厚碳纤维预制体试样,采用1 000℃的沉积温度,CH4流速500 ml/min,沉积时间10 h,沉积压力5 kPa,可在预制体内外碳纤维表面沉积得到厚度合适的热解碳界面层;当碳纤维预制体厚度增至10 mm,则沉积时间应延长至15 h,压力维持不变,可沉积得到合适厚度的界面层。     

用煤油润滑85mm 滚珠轴承试验研究

对 RP-1(煤油)燃料中以10000r/rain～24000r/min 的转速运转的85mm 向心止推滚珠轴承进行了参数试验研究。作用在轴承上的推力负荷在4450N～17800N 的范围内,径向载荷从1335N 到13350N。一个靠近试验轴承外环的静止喷射环向轴承提供润滑煤油。推力和径向负荷的增加使轴承温度上升,轴转速的增加更使轴承温度大幅度升高。这是滚珠轴承在这种工作条件下的典型趋势。试验结果给出了各种条件下被试轴承的外环温度情况。另外,煤油从轴承上带走的热能是通过测量煤油通过轴承时温度增加的情况而确定的。结果表明,冷却煤油带走的热能总是随轴转速和煤油通过轴承时的流量的增加而增加。     

固体推进剂粘弹性泊松比应变率-温度等效关系

固体推进剂粘弹性泊松比严重影响着药柱结构完整性的分析精度。针对点火增压过程药柱的受力特点,基于数字图像相关(Digital Image Correlation,DIC)方法,设计了可测试推进剂粘弹性泊松比的单向定速拉伸试验,研究了温度和拉伸速率对推进剂粘弹性泊松比的影响规律,利用粘弹性材料参数的应变率-温度等效原理,建立了参考温度下推进剂粘弹性泊松比的应变率主曲线。研究表明,推进剂的粘弹性泊松比随温度和拉伸速率的增大而增大,当拉伸速率达到500mm/min时,推进剂泊松比逐渐趋近于某一常值。考虑到发动机点火增压过程,药柱的加载速率一般在0.5 s-1以上,应变率较大,因此可以将推进剂的泊松比取为一常数,但必须考虑发动机的工作温度,选取合适的泊松比。相关方法和结论可为固体发动机结构完整性分析和贮存寿命预估提供参考。     

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。     

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。     

大型空间环境模拟器热沉气氮调温系统设计与实现

文章结合某型号航天器对调温热沉试验需求,对国内外气氮调温系统进行分析调研,对某空间环境模拟器进行了气氮调温系统流程设计,对影响系统的关键参数如气氮流量、液氮体积流量及有关供气供热管径等进行分析研究和设计实施,并进行了系统调试。调试结果表明,热沉温度均匀性达到±5℃,升/降温速率均达到或超过1℃/min,满足相应的型号试验要求。     

多孔介质相变发汗冷却主动热防护试验研究

采用液态水作为冷却工质,通过烧结成型方式将钛铝合金材料制备为多孔介质平板,通过高压气瓶提供压力驱动水从多孔介质材料渗出,利用石英灯辐照的方式进行了500 k W/m~2热流密度的热考核,并监测了试验过程中的温度和流量力变化。试验结果表明:在中等热流下,利用水的相变发汗冷却能够进行有效防热,材料加热面温度始终接近于水的沸点。且在试验过程中监测到,在给定水的增压压力情况下,随着时间推移,水的汽化过程逐渐深入多孔介质内,使得水流量逐渐升高。     

固体火箭发动机喷管传热与壁面烧蚀的耦合计算分析

为研究某型固体发动机在地面工作过程中喷管的受热与烧蚀,对其工作后140 s内复合喷管壁面受到管内高温喷流辐射与对流加热,以及发动机外部环境辐射与对流冷却条件下的壁面受热与材料热解烧蚀建立一维非稳态热分析模型进行计算分析。其中,喷管材料采用金属基体内衬高硅氧-酚醛复合隔热材料构成,高温喷流对喷管的辐射加热采用非灰参与性介质的封闭腔辐射换热模型计算,对喷管的对流加热采用巴兹公式计算,复合喷管壁面材料升温后的热解分为基体材料升温-基体材料热解-热解层炭化-Si O2熔融-炭化层脱落五个阶段进行分析。研究发现,喷管收敛段和喉部主要受到高温喷流的辐射加热,内壁辐射热流约为对流热流的2.5倍,喉部下游因喷流温度下降,速度激增,内壁对流热流超过辐射热流,在扩张段尾部,内壁的辐射热流再次超过对流热流;发动机工作过程中,喷管收敛段和喉部壁面的高硅氧-酚醛复合隔热材料随时间逐渐被烧蚀,烧蚀厚度随时间上升,喉部烧蚀厚度最大,140 s时烧蚀厚度达到8 mm,平均烧蚀速率为0.057 mm/s;喷管扩张段中后段喷流温度大幅下降,壁面内高硅氧-酚醛复合隔热材料未烧蚀;沿喷管壁面厚度自内向外,壁面温度急剧下降,发动机工作后16 s时,喉部截面处内壁温度达到2700 K,而外壁温度仅为340 K。     

液氢贮箱的掺混和瞬态表面冷凝

为了研究轴向射流掺混对有热防护层的液氢贮箱压力降低的影响,国外进行了大量的试验性研究。试验用的贮箱是一个近似的圆柱体,体积0.144m~3,直径0.599m.长0.711m。在贮箱内距箱底0.178m 处安装了一个射流泵,射流出口直径为0.0221m,用于产生轴向的掺混并促进箱内液体的循环。液体加注量范围为贮箱体积的42～85％,射流量为0.409～2.43m~3/hr。掺混试验开始时贮箱的压力范围为187.5kPa 至238.5kPa,在这种压力下热分层导致了4.9～6.2K 的液体过冷度。试验确定的参数有掺混时间和在气液界面处瞬态冷凝速率。建立了基于热平衡和压力平衡两种掺混时间之间的关系。两种掺混时间都可以表示为系统结构和浮力参数的关系式,且同其他试验的试验值吻合得很好,修正了根据蒸气和水的试验数据而得到稳态冷凝速率的关系式,建立了冷凝速率与射流过冷度的关系。目前对有限的液氢试验数据分析研究表明,如果引入射流过冷度和气液界面湍流强度,修正后的稳定冷凝速率关系式可以用于预测掺混过程中的瞬态冷凝速率。     

某新型改性双基推进剂的热安全性

采用热重分析仪( TG)、差示扫描量热仪( DSC)以及加速量热仪( ARC)研究了一种以高氯酸铵( AP )为氧化剂的新型改性双基推进剂GATo-3的热安全性,并将实验结果与双基发射药SF-3进行了比较。通过TG/DSC实验得到了GA-To-3的热分解过程,并初步分析了AP等组分对其热稳定性的影响。 DSC的测试结果显示,GATo-3的2个分解峰温分别为180.5℃和187.7℃,低于SF-3的分解峰温;ARC的测试结果显示,GATo-3在理想绝热条件下的起始分解温度为129.1℃,绝热温升为1177.8℃,最大温升速率为58053.5℃/min,最大压力上升速率为52.5×105 Pa/min,单位质量生成气体的最大压力为112.4×105 Pa/g,用速率常数法计算活化能E=116.8 kJ/mol和指前因子A=5.1×1011 s-1,最大反应速率达到时间为24 h时,所对应起始温度TD24=74.0℃。研究结果表明,与双基发射药SF-3相比,GATo-3的热安全性较差,爆炸性较强。     

水/丙酮混合溶剂提取HTPB推进剂中AP组分的工艺因素

为提高废弃HTPB推进剂中高氯酸铵(AP)组分的回收率,采用水/丙酮混合溶剂体系对HTPB推进剂中的AP进行提取。探讨了超声提取时间、提取温度、水/丙酮体积比、液料比、推进剂试样厚度对AP提取率的影响规律。采用傅里叶漫反射红外光谱仪(DRIFT)、X射线衍射仪(XRD)、扫描电镜(SEM)等手段对提取结果进行表征。结果表明,提取温度45℃、超声提取时间3.5 h、水/丙酮体积比2∶1、液料比10∶1、试样厚度3 mm是提取HTPB推进剂中AP组分的最佳工艺参数。在该工艺条件下,AP的回收率为96.3%,AP的纯度为96.5%。结果证明,水/丙酮混合体系可用于废弃HTPB推进剂中AP组分的分离回收。     

液氢贮箱停放过程中的力热分析

为了寻找到运载火箭长时间停放过程中液氢贮箱的最经济液位,用于制定合理的发射流程以及紧急处置方法,采用计算流体力学(CFD)技术,对某型运载火箭停放期间液氢贮箱的力、热情况进行了仿真计算和分析。计算选用了VOF(Volume-of-fluid)两相流模型以及Lee相变模型,为了提高Lee模型在不同压力情况下对相变过程的模拟精度,采用安托因方程修正了该模型。修正后的模型首先由试验数据校验了其精确性,随后开展的液氢贮箱停放过程仿真结果表明：贮箱的竖直方向与径向均存在温度分层的现象,液相内会形成大的漩涡,该漩涡会使得冷热流体不断进行热交换,并导致贮箱内部的液氢出现气化。贮箱停放期间蒸发率最大值超过2 m 3/h,发生在停放4 h左右;而贮箱液位充填至37 m 3以上或17 m 3以下时蒸发率较低,最小值接近1 m 3/h。     

丁羟基固体推进剂的破坏包络及其演化行为研究

分析了宽温域(-70 ℃～70 ℃)、泛加载速率(2～200 mm/min)条件下丁羟基固体推进剂的拉伸特性,获得了温度、应变率依赖的推进剂破坏包络;进一步采用循环载荷模拟空基反复巡航加载历史,研究了推进剂在服役环境中的破坏包络演化。结果表明：丁羟基固体推进剂的破坏包络满足平移原理,随着加载速率增大,破坏包络面向高温区平移,导致低温可靠性显著降低;经历循环载荷后,破坏包络整体向小断裂延伸率方向下移,导致可靠发射区域显著减小。研究结论将为复杂条件下的发动机设计及其贮存期可靠性分析提供支撑。     

三维针刺C/C-SiC复合材料的烧蚀性能

采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺,制备了三维针刺C/C-SiC复合材料,使用氧气流量和乙炔流量之比为2∶1的氧乙炔焰,研究了复合材料的烧蚀性能,烧蚀时间长达600 s;分别用扫描电镜和表面能谱,分析了烧蚀表面的形貌和成分。结果表明,复合材料的线烧蚀率和质量烧蚀率的平均值分别是0.004 3 mm/s和0.001 4 g/s。烧蚀表面不同区域微观形貌和烧蚀机理不同,烧蚀中心以基体氧化流失、C纤维的氧化以及气流冲刷为主;在过渡区域,烧蚀是以SiC基体的氧化和气流冲刷为主;烧蚀边缘则以SiC基体的热氧化为主。C/C-SiC复合材料在氧-乙炔条件下的烧蚀机制是热化学烧蚀、热物理烧蚀和机械冲刷的综合作用。     

相容剂改善硅橡胶/EPDM共混热防护材料性能的研究

对一种用相容剂改善硅橡胶/三元乙丙橡胶(EPDM)共混热防护材料的性能进行了研究。在硅橡胶/EPDM共混体系中加入自制的相容剂以提高两者的相容性,给出共混工艺。用扫描电镜(SEM)、热重分析仪(TGA)、氧-乙炔烧蚀仪等方法研究了相容剂对热防护材料性能的影响。结果表明:该相容剂可改善硅橡胶与EPDM两相间的相容性,使混合体系更均匀,断裂处更平整,并显著提高了共混绝热复合材料的力学性能和热稳定性,其中:拉伸强度提高了20%以上;相容剂用量为10份时,硅橡胶/EPDM共混复合材料的初始降解质量分数10%的温度提到至437.5℃,发生最大质量损失速率时的温度提高至466.2℃;随着相容剂的增加,共混绝热复合材料的线烧蚀率逐渐下降,相容剂用量为10份时,线烧蚀率可下降至0.058mm/s。     

包覆层对SZQu推进剂安定性及相容性的影响

采用75℃热加速老化试验和气相色谱试验,分别对裸药和带包覆层的SZQu推进剂进行测试,确定了安定性、中定剂质量分数随老化时间的变化规律;在升温速率β=5℃/min的条件下,采用差示扫描量热法(DSC)对老化7、54 d的裸药、包覆层和带包覆层的推进剂进行测试,比较其分解峰温,以分解峰温差值ΔTp2℃为判据判断两者相容性状况。结果表明,包覆材料对该型双基推进剂贮存安定性影响不显著,推进剂和推进剂与包覆层混合试样的分解峰温介于195~198℃之间,分解峰温的差值小于2℃,包覆层与推进剂相容性良好。     

用于先进火箭发动机的富氧预燃室

洛克达因公司已成功地设计和生产出了富氧的液氧/气氢预燃室,并在燃烧室绝压为14.1～21.3MPa,质量混合比为117—174,推进剂总流量为14.0～23.6kg/s 的工作范围内通过了热试车考验。按费用低、重量轻、易操作等原则设计的先进的富氧预燃室,其推进剂射流都处在同一个平面上(喷注面),以实现沿不冷却的燃烧室轴线方向的均匀燃烧。在八次主级工作时间为1～5秒的试车中,直径89mm 的富氧预燃室喷注器多次反复地验证了其良好的点火、火焰传播和火焰维持等特性,而且当通过测量计算所得的特征速度效率为99%时,没有不稳定燃烧的迹象出现。此时测得的燃气平均温度从260℃(混合比 I_m—174)到538℃(r_m—117),而且每次试验,各方向热电偶的测量值相差不大于24℃。全尺寸的富氧 LOX/GH_2预燃室的成功热试车证明了全流量补燃循环(Full-Flow Staged Combustion Cycle 简称 FFSC 循环)发动机设计的一个关键启动技术已被突破。本报告总结了富氧预燃室的研究情况并进而对确保可靠地实现点火、火焰传播和火焰维持,使预燃室形成高水平的推进剂混合和质流的均匀性的喷注器进行了设计分析。