Thrust modulation of solid propellant rockets by a fluidic vortex valve with secondary combustion

An analytical model for calculation of the thrust and pressure modulation of a solid propellant rocket by means of a fluidic vortex valve with secondary combustion has been developed. Thrust control by the vortex valve method was found superior to the axial injection of control flow. Addition of oxygen in the injected flow improves the energetic performance of the system as well as the thrust modulation capability. Experiments have been conducted using a mixture of nitrogen and oxygen as the injection gas. The two main parameters investigated in a series of experiments were the oxygen percentage in the injection gas and the ratio between the mass flow rates of the control gas and the solid propellant combustion products. The results show an increase of thrust by a factor of 2 for a 25% addition in mass flow rate by secondary injection at optimal conditions.     

固体推进剂燃烧波温度分布测定

采用相对光强度法测定了双基推进剂、复合推进剂及NEPE（氧化剂为HNIW或HMX）推进剂的燃烧火焰温度分布。结果表明,用相对光强度法测得推进剂的最高燃烧火焰温度比热电偶法更接近推进剂的理论燃烧温度,测试压强越高,最高燃烧火焰温度与理论燃烧火焰温度的误差越小。     

液体火箭发动机燃烧不稳定性试验研究简述

简要回顾了液体火箭发动机燃烧不稳定性研究的进展,主要论述了燃烧不稳定性模拟试验的原理及作用。指出燃烧不稳定性研究与液体火箭发动机研制是相互依存,相互促进的;燃烧不稳定性研究需要重视基础理论研究,重视模拟实验技术的开发及应用。     

Effect of variable solid phase thermal properties on propellant combustion

Mathematical models derived for describing the combustion of solid rocket propellants have in the past assumed that the thermal properties, specific heat, and thermal conductivity are constant throughout the solid phase portion of the combustion zone. The values for specific heat and thermal conductivity can vary as much as 50–100 percent for the temperatures in the solid phase combustion wave, values from about 250 to 1100 K. Thus, the variation in solid phase properties due to the temperature variation in the solid phase have significant effects on the burning rate, the temperature sensitivity and the pressure coupled response. The paper is concerned with predicting the effect of the variable solid phase properties on the combustion properties. Parametric calculations were made to illustrate the effect of the magnitude of the variation of solid phase properties with temperature. The results indicate that significant differences exist between the values for the combustion parameters calculated using variable thermal properties as compared to those calculated using constant thermal properties.     

Effect of variable thermal properties of the solid phase on composite solid propellant combustion

Effects of variable thermal properties (specific heat and thermal conductivity) of the solid phase on the combustion of composite solid propellants are studied analytically. Both steady and unsteady burning are considered. It is shown that the effects of variable thermal properties are small and can be accounted for by choosing proper average values of specific heat and thermal conductivity.     

固体燃气发生器动力模拟水下发射试验研究

通过模拟水下试验,对导弹发射管充水工况下的固体燃气发生器动力发射技术进行了研究。结果表明,在发射管充水工况下燃气动力发射方式可行。与干式发射相比,该发射动力装置需要的装药量大,但发射管内的温度较低,热防护问题容易解决。在此基础上总结出发射深度、弹后空间、挡流板和装药量对发射内弹道的影响规律。试验表明,弹后空间越小,导弹出管速度越大;加装挡流板,可使导弹出管速度明显提高。通过试验对发射方案进行了优选。     

补燃循环发动机推进剂利用系统研究

采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。     

固体推进剂铝粉燃烧特性及机理研究进展分析

铝粉在推进剂燃烧表面上会发生团聚凝结,对推进剂燃烧性能及固体火箭发动机的绝热层和喷管烧蚀等性能造成重大影响。文章综述了固体推进剂中铝粉燃烧方面的最新研究进展,主要包括铝粉点火及燃烧机理、凝聚相燃烧产物特性、影响因素及改善铝粉燃烧效率等方面的研究进展。铝粉表面特性、推进剂的微观结构和燃烧气氛环境等是影响铝粉燃烧的主要因素;采用控制铝粉粒径分布、铝粉包覆和多元合金等手段,可有效提高推进剂中铝粉的燃烧效率。     

用详细化学动力学机理模拟固体推进剂组分燃烧的研究进展

针对未来固体推进剂燃烧模型的发展趋势,综述了近年来国外以详细化学动力学机理为基础建立的固体推进剂燃烧模型,并介绍了相关的理论公式和数值求解方法。模型可计算的燃烧特性参数包括燃速、压强指数、燃速温度系数、物种曲线、温度曲线、表面温度和火焰温度等。目前,模型已涉及到的物质包括硝胺类(RDX,HMX,CL-20,HNF)、叠氮类(GAP,BAMO,AMMO)、硝酸酯类(NG,NC,BTTN,TMETN,DEGDN)和硝酸盐类(ADN,AN)等。模型计算结果表明,预测的燃烧特性值与实验值比较一致,证明该机理可预测先进固体推进剂的燃烧特性和指导配方设计。但目前该类模型的主要局限是凝聚相内化学反应路径和反应速率以及凝聚相初生物种的确定问题。     

固体碳氢推进剂在涡轮增压固冲发动机中的应用

提出了固体碳氢推进剂作为涡轮增压固冲发动机(TSPR)驱涡推进剂的方案,分析了适用于TSPR推进剂的热力参数和一次燃烧产物成分,完成了驱涡推进剂的选择;进行了备选推进剂(CH04)对TSPR性能的影响性评估,证明该推进剂能够满足TSPR的性能要求;对所选推进剂了进行了一、二次燃烧试验,试验结果表明,CH04推进剂在补燃室点火较困难,但其一次、二次燃烧稳定性好,燃气参数基本满足TSPR对推进剂性能要求。     

铝镁推进剂固冲发动机两相燃烧数值模拟

针对铝镁推进剂中心进气固冲发动机,湍流模型采用Reynolds应力方程模型,气相燃烧采用涡耗散模型,两相流采用颗粒随机轨道模型,铝颗粒燃烧采用Brooks燃烧模型,对二次燃烧和流动进行了三维、两相和化学反应流场数值模拟,对比和分析了冲压空气与一次燃气无旋、同向及反向旋转3种工况下补燃室燃烧流动特性及燃烧效率,并对不同工...     

固体推进剂燃烧温度的双波长测试方法

利用双波长方法,对发动机工况下不同类型的固体推进剂的燃烧温度进行了测试,获得了高能推进剂的燃烧温度及其随压强的变化。结果表明,双波长方法作为非接触测试手段,可用于超高温测量,并且具有很高的时间分辨率(ns级),获得的推进剂燃烧温度随压强的变化,与理论预示结果相比,吻合较好。双波长测温方法在固体推进剂特别是高能推进剂在恶劣燃烧环境下燃烧温度的实时动态测量中展示了很好的应用前景。     

价电子分形燃烧模型在高能固体推进剂中的应用

在价电子燃烧模型的基础上引进分形理论,提出复合固体推进剂的价电子分形燃烧模型,在此基础上进行了高能固体推进剂燃速和压强指数的模拟计算,研究了固体填料粒径和压力对燃速的影响规律。结果表明,价电子分形燃烧模型适用于高能固体推进剂的燃烧性能计算,燃速及压强指数模拟计算结果与测试结果吻合较好,大部分误差在±10%范围以内。     

新型高燃速推进剂在固体发动机内燃烧特性研究

新型高燃速推进剂是一种采用小球粘结、无溶剂挤成型的复合改性双基推进剂,20℃、6.86MPa下用靶线法实测静态燃速为46.25mm/s。为研究这种新型高燃速推进剂在发动机内的燃烧特性,在不同燃通比和燃喉面积比的装药条件下,进行了发动机试验,获得了相应的压强-时间曲线。分析结果表明,该推进剂在火箭发动机内不同压强下可出现3种完全不同的燃烧类型,即类似于双基推进剂的平行层燃烧、类似于超高燃速推进剂的对流燃烧和有限对流燃烧,并给出了3种燃烧类型的判断条件。     

基于遗传神经网络的高能固体推进剂高压燃烧性能计算

建立并利用遗传(GA-BP)神经网络对NEPE类高能固体推进剂高压燃烧性能进行了模拟计算。针对计算需求,对NEPE类高能固体推进剂配方进行了全新表征,提出了13个表征参数。燃速预示结果表明,该方法计算误差小于10%,精度较高,能指导高能固体推进剂高压燃烧性能研究及配方设计;同时,也说明该表征方法能反映出此类配方的本质特征。该研究为高能固体推进剂燃速预估提供了新方法。     

小型固体火箭发动机药柱连续浇注工艺技术研究

对Φ50～Φ300mm小型固体发动机药柱连续浇注工艺技术进行了研究。采用无缸浇注技术,突破了密封、下料速度控制、料位控制、自动对中定位等关键技术,设计出旋转式连续浇注装置和自控操作系统,用于BSFΦ127mm发动机装药连续浇注成型。发动机药柱解剖和发动机地面热试车结果表明,连续浇注发动机药柱符合质量要求。     

富燃料推进剂的燃烧成气率测试研究

建立了富燃料推进剂燃烧成气率测试装置,提出了实验方法,选用酸洗石棉和高硅氧玻璃纤维布作为过滤介质,实现了富燃料推进剂燃烧后气相和凝聚相燃烧产物的可靠分离,同时提出验证可靠分离的方法.测试了实验过程中的压强变化,结果表明,通过调整样品形状及用量和后端盖的数量可以控制燃烧室的压强,可实现一定压强下的样品燃烧成气率的测试.     

翼柱型药柱固体火箭发动机不稳定燃烧研究

列举了3种高装填、大长径比、翼柱型药柱、复合推进剂固体火箭发动机不稳定燃烧的现象,对其不稳定燃烧现象进行了频谱分析,将3种不稳定燃烧定位为中频、纵向声不稳定。分析认为,不稳定燃烧取决于发动机的设计固有频率及发动机燃烧室内部声能的各种增益和衰减之间的消长关系。抑制不稳定燃烧的有效途径是改变声腔的固有频率和减少声能增益、增大声能损耗。通过采取修改药柱结构以改变燃烧室声腔的固有频率和增大喷管阻尼的措施,使发生的不稳定现象得到了很好的抑制,可为同类发动机研制提供借鉴。     

基于BDP多火焰模型的简化复合固体推进剂燃烧数值分析

复合固体推进剂是一种典型的具有细观异质结构的含能材料,其细观结构形态非常复杂,研究其燃烧火焰结构,首先需针对复合推进剂特点,建立简化的细观几何模型与合适的燃烧模型。文中引入异质"推进剂胞元"的思想,对复合推进剂细观结构进行简化,并应用基于BDP理论燃烧模型的多步化学反应动力学机制,建立AP/HTPB三明治推进剂2-D细观燃烧数值模型。计算分析考察了不同环境压强与推进剂计量数(HTPB宽度)对火焰结构、燃面几何型面及燃烧速率的影响。计算结果与相关文献研究结果相符,证明了该模型的有效性。三明治推进剂模型燃烧数值模拟可捕捉到推进剂燃烧火焰细观结构,并提供相关燃烧场详细信息,其结果可用于检验或改进各种理论燃烧模型,并为从细观层面预示异质推进剂宏观燃烧性能提供一种科学可行的数值模型与研究方法。     

高能硼氢燃烧剂与固体推进剂常用组分相容性的DSC法研究

采用差示扫描量热法(DSC)和表观活化能变化率,研究了高能硼氢燃烧剂(十氢十硼酸双四乙基铵,BHN)与缩水甘油叠氮聚醚(GAP)、黑索今(RDX)、奥克托金(HMX)、3-硝基-1,2,4-3-己基铅(NTO-Pb)、六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20)、铝粉(Al,12.18μm)、镁粉(Mg,200～325目)、3,4-二硝基呋咱基氧化呋咱(DNTF)和N-脒基脲二硝酰胺盐(GUDN)等含能组分的相容性;同时,还研究了BHN与聚对苯二甲酸乙二醇酯(PET,M=6 000)、聚乙二醇(PEG,M=10 000)、二异氰酸酯(N-100)、端羟基聚丁二烯(HTPB)、己二酸铜(AD-Cu)、2,4-二羟基苯甲酸铜(β-Cu)、邻苯二甲酸铅(φ-Pb)、炭黑(CB)、三氧化二铝(A12O3)、l,3-二甲基-1,3-二苯基脲(C2)、癸二酸二异辛酯(DOS)和高氯酸钾(KP)等惰性材料的相容性。研究结果表明,BHN与NTO-Pb、CL-20、A1、Mg、PET、PEG、N-100、HTPB、CB、Al2O3、C2、DOS和KP相容性较好,与GAP和HMX轻微敏感;AD-Cu、β-Cu和φ-Pb敏感,而与RDX、DNTF和GUDN不相容。由此可见,BHN与固体推进剂的主要组分相容性良好,可在HTPB/AP/Al体系的复合固体推进剂中应用。