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张春伟柴栋栋马军强陈静李山峰 《火箭推进》2023,(3):1-14
采用深度过冷等方式对低温推进剂进行致密化,可显著改善其热力学性能,包括密度提升、气液饱和压力降低和显冷量增加等,对减小箭体尺寸和增强低温推进剂应用便利性具有重要促进作用。选取液态甲烷、液氧和液氢3种典型低温推进剂作为研究对象,首先对深度过冷前后的低温推进剂物性参数进行对比,深入了解致密化产生的有益效果;随后,广泛综述低温推进剂致密化的国内外发展和应用现状,对其技术特征进行归纳和总结;最后,提出适合我国国情的低温推进剂致密化发展建议,包括开展低温推进剂组合同步致密化、研发高性能真空压缩机以及设计新型加注流程等,以期为我国低温推进剂致密化技术未来发展提供理论参考。 相似文献
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美国液体推进剂标准化发展状况 总被引:1,自引:0,他引:1
概述液体推进剂的适用范围、作用及其标准的分类,研究和分析美国液体推进剂各类标准的编制状况与发展趋势,并对各类标准的主要内容作了简介. 相似文献
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针对甲烷采用液氮过冷可能发生甲烷冰堵风险,提出了在甲烷中添加乙烷,制备凝固温度更低的甲烷-乙烷混合推进剂的新方案,搭建实验系统测试了甲烷-乙烷凝固温度变化规律。研究发现,随着甲烷含量提高,混合推进剂凝固温度先降低后升高。当甲烷、乙烷比例为0.71∶0.29时,混合推进剂达到最低凝固温度,约73.0 K。当采用常压饱和液氮对混合推进剂过冷时,控制甲烷含量在0.52~0.81间可避免推进剂冻结。相较于常压饱和甲烷,防冻结区的混合推进剂密度提高了24.0%~38.4%,液相存在温区增大至35.7 K~40.5 K。此外,甲烷-乙烷混合推进剂具有理论比冲高、再生冷却性能佳、结焦与积碳小等优势。所提出的甲烷-乙烷混合推进剂在火星探测等任务中具有可观的应用前景。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(5)
在固体火箭发动机择优比测中,推进剂比冲与发动机真空比冲是发动机择优的关键指标。在标准比冲修正和真空比冲计算中,比热比是影响标准比冲和真空比冲计算的重要参数。分析了不同燃烧室室压和环境压强下,BSF?315 mm标准发动机固体推进剂修正标准比冲随比热比的变化,以及地面试车成功后,比热比对真空比冲计算的影响。结果表明,推进剂实测比冲修正到标准比冲时,在不同燃烧室平均室压下修正标准比冲,存在一个比热比值,使得推进剂修正标准比冲计算存在极小值,当比热比大于该极小值后,随着比热比的增加,修正标准比冲增大。研究结果和所得结论对同一单位推进剂配方选型,以及不同单位推进剂、发动机实物比测,具有指导与借鉴意义。 相似文献
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液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LO_x/LCH_4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。 相似文献
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<正>可重复使用运载火箭的兴起使得双低温、积碳少的液氧甲烷发动机得到极大的重视。液氧甲烷发动机具有以下优势:甲烷推进剂可从天然气、油田气、可燃冰等中分离,来源广泛、价格便宜;液氧和甲烷推进剂温度相近,使得火箭易于采用共底贮箱方案以提高结构效率,同时在深空探测过程中液氧和甲烷推进剂在长期贮存热管理方面也有较大发展潜力;液氧甲烷发动机在地外行星原位制造方面拥有独特优势;在烃类推进剂中,甲烷的结焦温度(初始结焦温度950K)比煤油(初始结焦温度693~703K)更高,更高的结焦温度使得再生冷却推力室性能具有更大提升空间;甲烷冷却性能好,适用于全流量补燃循环方案,能够兼顾高性能和重复使用需求。 相似文献
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近年来,低温推进剂在火箭推进领域得到了广泛应用,针对液氧、液氢以及液甲烷等低温推进剂的研究也得到了深入开展。然而,有关低温推进剂热力学性能的研究虽有开展,但各种推进剂性能的特点和差异缺乏研究,对低温推进剂的热力学性能缺乏综合性分析研究和系统认识。统计了1960年以来火箭推进剂的使用以及按照火箭级应用分布情况,对低温推进剂在火箭推进领域的应用与发展进行系统性综述。从低温推进剂的基础热物理性质出发,面向航天推进应用,对不同低温推进剂的动力特性、传输特性、贮存特性以及致密化特性4个方面进行综合评估。结果表明:液氢推力特性最好,氢氧发动机理论比冲可达457 s。相同管路和工况条件下,液氢流动阻力最小,液氧流动温升最小,液甲烷流动阻力和温升特性表现居中。以管长为10 m、管内径为0.1 m的加注管路为例,液氢流动压降小于5 kPa,液氧流动温升小于0.5 K。在地面停放过程中液氧和液甲烷温升小,贮箱增压慢,同时液甲烷热分层现象较弱。对于高5 m、直径3 m的圆柱形贮箱来说,当外界热流密度为50 W/m2时,液氢温升可达4.83 K,液氧仅为1.93 K;液氧贮存周期可达36... 相似文献
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介绍了化学计量的概念、化学计量标准和化学量值方式的特点;论述了在固体推进剂行业中,化学计量的标准物质、标准方法和计量测试仪器的应用及其对推进剂研制质量保证的重要作用。 相似文献
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讨论了液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想,这种液氧/甲烷助推发动机的初步设计还使用了液氢.试验表明,液氧/甲烷/液氢三组元推进剂发动机具有燃烧稳定、燃烧效率高、冷却性能好、能与铜合金燃烧室壁很好兼容等优点,因而可消除或大大减少设计可重复使用的高压烃类助推发动机时可能出现的风险. 相似文献
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液氧/甲烷燃气发生器点火方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在对比化学点火、火药点火及电火花点火优缺点的基础上,选取了技术成熟、点火可靠的火药点火用于液氧/甲烷燃气发生器热试。用黑火药点燃固体推进剂的点火药量计算公式估算了火药点火药量,给出了液氧/甲烷燃气发生器火药点火器的其它参数。根据液氧/甲烷推进剂特点,确定了火药燃气-液氧-甲烷依次进入燃气发生器的点火时序。成功进行了4次液氧/甲烷燃气发生器热试,结果表明:液氧/甲烷燃气发生器点火起动过程平稳,点火品质较好,点火方案合理,适于较宽工作条件下的液氧/甲烷点火。 相似文献
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为研究烃类推进剂航天动力技术在中国的后续发展和未来应用方向,对比分析煤油、甲烷和丙烷等典型烃类推进剂的物理化学性质和应用特性,简要介绍烃类推进剂航天动力在一次性运载火箭、可重复使用运载器、高性能上面级推进、无毒空间推进和吸气式推进领域的发展动态及应用状况。当前国内外航天动力系统的发展和应用情况表明,以液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机为代表的烃类推进剂航天动力将引领未来高性能低成本航天推进系统的发展趋势,依照中国液氧/烃火箭发动机的研制进展和技术水平,以其为核心的新型动力体系在中国未来的天地往返、载人登月和深空探测等多任务适应性方面具有良好应用前景。 相似文献
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选择HTPB推进剂作为复合固体推进剂燃速标准物质的候选物,介绍了它的配方和工艺,进行了均匀性和3年稳定性检验,其结果满足要求。采用声发射和靶线两种不同原理的方法定值,并根据ISO导则1993(E)评定了定值的不确定度,得出燃速标准物质的标准值为10.229mm/s,合成标准不确定度为0.076mm^2/s(测试条件:7MPa,20℃下)。 相似文献
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航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切,基于液氧/甲烷(LOX/LCH4)发动机的可重复使用运载火箭成为国内外研究热点。面向某型运载火箭对一级返回辅助动力系统的需求,提出了基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷系统方案和独立挤压式液氧甲烷系统方案,开展了方案比选和应用优势分析,并介绍了液氧甲烷轨姿控发动机和低温表面张力贮箱的研究基础,以及国内首款液氧甲烷轨姿控推进系统集成演示试验情况。液氧甲烷辅助动力系统可以实现全箭推进剂的统一和无毒化,助力运载火箭走向高效及完全可重复使用。选择切实可行的“分步走”策略,优先开展挤压式液氧甲烷辅助动力系统的工程化研制与飞行应用,逐步实现基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷辅助动力系统在重复使用运载火箭和低温上面级等领域应用。 相似文献
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