液态工质与示漏气体He的漏率等效关系研究

研究密封管路液态工质与示漏气体He间的漏率等效关系,对提高检漏工作的准确性和可靠性有着重要意义。文章以环控生保系统中密封管路所用的液态工质（全氟三乙胺,乙二醇）为研究对象,对液体的流态及泄漏的相态进行理论分析,得出液态工质与He气漏率等效关系的数值区间,并利用质谱分析技术,采用金属压扁型漏孔模拟真实的泄漏孔隙进行试验研究。试验结果表明,液态工质与示漏气体的漏率比值在理论数值区间之内,流动过程中呈现两相流的状态,并且乙二醇的漏率要比He气小,而全氟三乙胺的漏率要比He气大。试验结果为研究液体泄漏过程及液、气漏率等效关系提供了基本方法和基础数据。     

双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。     

推进剂入口压力响应时间对发动机起动过程的影响

针对自主设计的气氧/煤油单喷嘴模型发动机,对煤油入口压力响应时间与起动过程点火时序设置进行了研究,以实现发动机安全平稳起动,作为后期液体火箭发动机高频燃烧不稳定性研究的准备。设置不同工况进行发动机热试车,获得了煤油入口压力、氧主入口压力、推力室总压,以及静压与时间的关系,用高分辨率高像素监控系统实时采集图像。基于试验数据分析了试验平稳起动和爆燃产生的原因。结果表明:点火时机对发动机起动过程有显著影响,错误的点火时机可导致极端不稳定燃烧出现;煤油入口压力响应时间影响发动机的起动过程,点火时序设置由煤油入口压力达到最小值的时刻决定;点火时刻处于氧主的稳定流动段。所得结果为后期燃烧不稳定研究提供了基础。     

入口压力对汽蚀管流阻系数测量的影响

汽蚀管流阻系数测量值是液体火箭发动机性能计算和调整的直接依据。针对液流试验中某些汽蚀管入口压力无法加压至额定值的问题,建立了流阻系数分析模型,研究了汽蚀管入口压力对流阻系数测量的影响,得出了流阻系数随入口压力变化的关系式及入口压力对流阻系数影响的修正公式,并对测量流阻系数的五级压力试验方法进行了评估。结果表明:入口压力增大,喉部等效流通面积减小,流阻系数增大;流阻系数随入口压力倒数的减小近似线性增大;额定入口压力两侧对称压力下的流阻系数偏差不同,压力减小引起的流阻系数偏差大于压力增大引起的偏差;五级流量法测定的流阻系数偏小,选取五级入口压力应尽量靠近额定入口压力或不对称选取;当试验入口压力均低于额定入口压力时,采用修正方法修正流阻系数测量值,可有效减小其偏差。     

空间真空环境下密封电磁继电器的触点失效研究

密封电磁继电器有其固有的漏率,在应用于空间真空环境下由于气体泄漏使得其内部气体压力逐渐降低,导致继电器的触点在低气压环境下工作失效（负载切换时）。文章选择国产继电器样品对上述机理进行了试验验证,并对继电器内部气体压力与触点电弧失效的规律进行了研究。     

固体材料的空间环境摩擦试验

为了开展在模拟空间环境下材料摩擦学性能的研究,利用自行研制的空间环境摩擦试验装置,进行了几种固体材料在超高真空、交变温度和辐照（原子氧、紫外）等环境下的摩擦试验。试验结果表明:与大气环境下相比,PTFE、PI、MoS₂/PI粘结涂层和离子镀Ag薄膜在≤5×10-4 Pa真空环境中的摩擦系数发生了明显变化;高低温对离子镀Ag薄膜在真空中的摩擦系数有显著影响,而对溅射MoS₂薄膜的摩擦系数影响不明显;原子氧和紫外辐照导致PI、Kapton、PTFE和MoS2/PI粘结涂层等的真空摩擦系数显著改变。     

真空羽流气相沉积污染初步研究

从固体表面对气体分子的作用着手分析气相羽流沉积污染的内在机理,阐述了固体表面对气体分子的物理吸附、化学吸附特性,给出吸附速率方程、脱附速率方程以及沉积速率方程,并通过区分贴壁吸附层、物理吸附层,重点研究了物理吸附层的脱附速率。选取有代表性的CO₂、NH₃、H₂O以及N₂H₄等气体,确定其物理吸附层脱附模型的参数,得到了与经验脱附率曲线较为一致的理论脱附率曲线。分析了单组元肼催化分解姿控发动机对太阳能帆板的气相沉积污染。     

环形引射器两相流动数值模拟

蒸汽引射器是上面级火箭发动机进行高空模拟试验时获得真空的重要设备。采用数值模拟方法,通过Fluent对氢氧火箭发动机高空模拟试验用环形蒸汽引射器内部流场进行了研究,分析水蒸气两相流动及不同的入口工况和结构尺寸对极限真空压力的影响。考虑水蒸气的两相流动,在数值模拟中加入了水蒸气的凝结相变模型,并通过试验数据开展了模型验证,验证结果为:加入相变模型后极限真空压力降低,仿真结果更接近试验数据。在此基础上,研究了喷嘴入口工况和引射器结构尺寸对极限真空压力的影响,仿真结果表明:在引射器能够启动的条件下,降低蒸汽入口总压或提高入口总温,减小喷嘴出口壁厚或增大混合室直径,均能降低引射器的极限真空压力。因此,若想提高引射器真空度,可以通过改变入口工况或调整引射器结构尺寸来实现。     

关于检漏试验中漏率测量的几个问题的探讨

文章主要介绍在环境模拟试验中遇到的有关漏率测量的几个问题,通过检漏系统的方程分析了检漏灵敏度与真空系统的参数关系,漏孔与压力、温度、气体流态的关系,并阐明标定系统灵敏度时应注意的事项.     

真空室压升法测量液态工质漏率可行性分析

文章旨在探讨压升法测量液态工质漏率的可行性,研究液体泄漏的试验方法。首先根据液体饱和蒸气压的理论分析,得出液体挥发引起的定容压力增量;之后通过微进样系统,采用真空室静态升压方法,分别以全氟三乙胺和乙二醇水溶液为研究对象进行试验分析,研究得出漏入液体量V与压力变化ΔP成线性关系,与理论分析计算结果相符合,证明了压升法测液态工质漏率的可行性;最后提出了微量采样系统进行比对测量液态工质漏率的压升试验方法及计算公式。研究结果表明,压升法可有效地测量液态工质漏率,为液体的流动试验研究提供参考依据。     

自由分子流微电热推力器(FMMR)流动模拟与喷嘴型面分析

FMMR是一种工作在自由分子流状态下的微电热推力器。考虑稀薄效应对FMMR喷嘴型面设计和分析的影响,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法模拟等截面、扩张型面、收缩-扩张型面3种不同喷嘴内的气体流动,分析了各种喷嘴型面对推力器性能的影响规律。结果表明,FMMR采用扩张喷嘴相对于等截面喷嘴,有较大的性能提升,推力最大可增加38%,比冲最大可增加23%;采用收缩-扩张喷嘴较扩张喷嘴能进一步使推力增加21%,但对比冲无明显改善。     

飞船部组件的检漏方法

文章介绍氦质谱检漏方法在飞船部组件环境试验中的应用。阐述了试验方案、检漏工艺的设计和不同条件下的漏率测试过程。试验结果验证了这些检漏方法在飞船部组件环境试验中的可行性。     

稀释气体流量对低压化学气相沉积硼掺碳涂层的影响

以BCl3-C3H6-H2为气相反应体系,采用低压化学气相沉积制备硼掺碳涂层.研究了Ar气稀释流量对硼掺碳涂层沉积速度、形貌、组成和键合状态的影响.结果表明,不同稀释气体流量作用下,硼掺碳的沉积速度没有明显变化,产物形貌由致密向层状转变,硼元素含量稍有减少而碳元素含量稍有增加.沉积产物中B元素的键合方式以B-sub-C和BC2O为主.结合化学反应和气体扩散,探讨了稀释气体的作用机制,表明PyC形成反应的主导作用导致稀释气体流量对沉积速度作用不明显,而BCl3和C3H6在Ar气中扩散系数的差异导致产物形貌和组成发生变化.     

化学非平衡效应对返回舱气动特性的影响分析

航天器返回舱再入过程中,高马赫数造成激波层内气体温度急剧升高,由此导致的化学非平衡效应对返回舱气动特性将产生显著影响。而飞行高度和速度的变化影响着化学非平衡过程,进而改变对飞行器气动特性的影响程度。文章通过求解三维Navier-Stokes流体动力学方程,利用耦合化学反应动力学模型对返回舱再入开展数值研究与机理分析,获得量热完全气体模型和化学非平衡气体模型的气动力预测值,分析飞行条件变化时化学非平衡效应对气动特性的影响规律。根据Apollo返回舱的AS-202飞行试验数据验证了计算模型与数值方法。对返回舱的模拟结果表明,高度不变、马赫数增大时,完全气体模型的气动特性预测值不变,化学非平衡效应影响下的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数与完全气体预测值的偏差均增大,化学非平衡效应增强;马赫数不变、高度增大时,化学非平衡效应造成的气动力预测值偏差也增大,配平攻角差值略有增加,化学非平衡效应同样增强。机理分析发现,飞行条件变化所造成的化学非平衡流场和压力分布变化是影响气动力变化的主要原因。     

液氧/煤油补燃发动机系统稳定性分析

为分析补燃循环液氧／煤油发动机工作的稳定性,建立了发动机的线性小偏差动力学模型,在小扰动的条件下研究了发动机工况变化、燃气导管容积对系统工作稳定性的影响。结果表明,在110％～50％工况范围内发动机系统都是稳定的,而随着工况的降低发动机稳定裕度在减小。当涡轮后燃气导管容积增大时发动机系统稳定裕度减小,而涡轮前燃气导管容积对发动机稳定性基本没有影响。     

火箭发动机地面水平试车尾流温度场仿真分析

针对氢氧火箭发动机地面水平试车时尾流燃气对地面热防护的影响,分别采用二维轴对称模型和三维模型对发动机尾流流场进行了数值模拟。计算中,采用氢氧单步燃烧反应模型考虑尾流燃气与空气的燃烧,湍流模型选用了标准k-ε模型。仿真结果表明：三维模型中,燃气逐渐向地面流动,地面燃气温度高于二维轴对称模型中的燃气温度;发动机工况变化时,三维模型和二维轴对称模型中的地面燃气温度变化趋势相反,采用三维模型计算具有更好的可信度。     

基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算

基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。