新型硝酸羟铵类单组元推进剂的研制和试验

一组对环境有利的新型单组元推进剂已被确定用于取代无水肼。这组新型单组元推进剂是以硝酸羟铵([N~+H_3OH]NO_3~-)为主要成份的混合物,适合用于推力室和燃气发生器。与无水肼相比,硝酸羟铵混合物密度和比冲比较高,冰点比较低。这组推进剂比较安全,因而降低了地面使用维护成本。美国宇航局路易斯研究中心正在研究硝酸羟铵推进剂的配方,并且设计用于小卫星的发动机。采用试验推力室和模拟飞行状态的推力室,对不同配方的硝酸羟铵进行了热试。推力室的结构材料与无水肼推力室的材料完全一样,只是催化剂不同。硝酸羟铵推力室稳态和脉冲工作数据表明,硝酸羟铵推进剂完全可以取代无水肼和冷气推进剂,用于空间飞行器和其它航天任务上。本文综述了目前有关硝酸羟铵推力室设计规范、推力室研制的进展情况、稳态和脉冲工作试验结果。另外,从推动目前单组元发动机的技术水平出发,提出了在推力室研制过程中所面临的一些具有挑战性的问题。     

RBCC推进系统主火箭发动机气氧／煤油推力室研究

为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧／煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧／煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧／煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧／煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。     

某缩尺推力室燃烧和传热特性研究

为了研究冷却剂的流动方向和推进剂的质量流量对推力室燃烧和传热过程带来的影响,以某型氢氧火箭发动机的推力室缩比试验件为研究对象,对推力室的燃烧和传热过程进行了数值仿真。改变冷却剂的流动方向,最高壁面温度相差1.04%,最高壁面热流密度相差0.544%,冷却剂温升相差0.233%,出口压力相差3.803%,分析发现,改变冷却剂的流动方向,对推力室内部的燃烧过程和壁面传热效率影响很小,冷却剂的流动方向会影响壁面温度分布。推进剂质量流量提升22.29%,室压提升22.17%,燃烧效率降低0.55%,最高壁温提升9.16%,最高热流密度提升17.48%,冷却剂温升提高13.05%,分析发现,提升推进剂质量流量会导致推力室壁面温度和冷却剂温升的提高,由于缩比发动机反应空间小燃烧不够充分,提升推进剂质量流量会使燃烧效率有所下降。     

一种基于推进剂消耗优化的卫星小推力器布局设计

针对小推力器安装角度对卫星南北位置保持、东西位置保持和姿态控制效率的影响,从而决定推进剂需求量,提出一种推进剂消耗过程耦合建模与求解方法,并建立了小推力器安装角度优化模型。该方法采用定点迭代对转移轨道阶段推进剂消耗量和静止轨道阶段推进剂消耗量与贮箱尺寸之间耦合过程进行解耦,并建立了不同阶段推进剂消耗量估算模型。以卫星寿命期推进剂需求量最少为优化目标,建立了小推力器布局优化模型。通过实际的小推力器布局设计实例,分别采用遗传算法和序列径向基函数代理模型（SRBF）优化策略进行优化。优化结果表明相比于基于经验设计,SRBF可以有效地降低推进剂需求量,而且对比遗传算法,优化效率得到了显著提高。     

碘工质霍尔推力器原理与研究进展

霍尔效应推力器作为一种先进的电推进装置受到国内外航天界的广泛关注,利用氙气作为推进剂的中功率霍尔推进技术已相对成熟,并有上千台霍尔推力器在轨运行。然而,作为一种稀有气体,高纯度氙气价格昂贵,相对固体推进剂其储存密度偏低,高压储箱给安全和减重带来不利。因此,寻求一种新型固态工质替代氙气具有重要意义。2006年,有学者提出利用固态碘特有的升华和电离特性,可以代替氙气作为霍尔推力器的推进剂的想法,并对此进行了原理样机设计和初步实验研究。首先对国外的研究进展和目前能达到的推力器性能进行了概述,接着阐述了碘工质霍尔推力器的工作原理,然后总结了该推力器研究的关键技术和理论上可行的解决方案,最后对碘工质霍尔推力器的应用前景进行了展望。     

小功率N_2推进剂电弧推力器工作过程和性能实验

电弧推力器 (arcjet)因其高推力 /功率比、高推力密度等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点。文章描述了 arcjet的内部工作机理 ,介绍其实验和工作参数测量方案 ,针对小卫星使用 N2 作为推进剂 ,对 4种不同结构尺寸的小功率 arcjet进行了不同工况下的性能实验 ,给出初步的发动机工作性能参数及实验结果分析。实验结果表明优化推力器工作参数并合理设计其结构尺寸可提高推力器性能。所得结论对小功率 N2 arcjet推力器的优化设计具有的参考价值。     

硝酸羟铵基单元推进剂小推力室的性能和寿命试验

由硝酸羟铵(HAN)、甘氨酸和水组成的单元推进剂对环境无害。采用这种新型推进剂进行了火箭发动机试验,以测定小推力(4.5～9.0N.推力级别)催化分解推力室的性能和寿命特性.研制硝酸羟铵基推进剂长寿命催化反应室,是对当前单元推进剂技术的挑战。硝酸羟铵与燃料配混燃烧后产生的燃气,分子量比较高,需要把燃烧室温度限定在目前催化剂耐高温性能范围内,以便将发动机比冲保持在能够接受的水平。硝酸羟铵与燃料配混燃烧后产生相当多的水蒸汽,使工作环境更加恶劣。传统的贵金属催化剂在这种高温水蒸汽环境中,表面积和活化金属都有所损耗。通过发动机性能试验和寿命试验,本文讨论了目前硝酸羟铵推进剂推力室研制过程,推力室设计和催化剂选择方案。     

N2O微推力器性能及喷管热结构分析

针对采用氧化亚氮推进剂的单组元微推力器开展了比冲性能影响因素的分析,分析结果显示微推力器比冲与氧化亚氮分解效率及喷管扩张比有着密切关系。利用有限元分析法对高空及地面试验两种工况下氧化亚氮单组元微推力器喷管的结构温度场开展了数值仿真计算,并在结构温度场仿真计算的基础上进一步对地面试验用喷管的结构应力场进行了分析。初步试验表明,所设计的微喷管在地面工况下工作良好。     

液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究

为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。     

600N单组元推力室的研制

600N单组元推力室使用DT-3推进剂,催化床床载率高达6g/cm2·s,头部采用两组环形分布的喷注扩散器并进行了模块化设计,身部采用了隔热装置,推力室具有结构紧凑、工艺简单、重量轻等特点。热试车结果表明,推力室起动迅速、平稳,性能可靠。