固体火箭发动机比冲预示经验法

本文简要地评述了国内外固体火箭发动机比冲预示方法.在Landsbaum法的基础上,根据国内外44种不同类型的发动机地面和高空模拟热试车试验统计,利用多维回归分析方法,得出了适合于国内发动机的经验比冲效率参数相关法.这种方法的优点是比冲预示结果比较准确,方法简单,利用袖珍式计算器可快速计算,对固体发动机总体方案论证及性能最优化设计是很有用的.     

高能推进剂燃烧效率研究和实测比冲预估

采用燃烧残渣中活性铝含量分析、真空爆热和发动机试验等方法，研究了高能推进剂中主要组分对推进剂燃烧效率的影响。研究结果表明：增塑剂的种类和含量是影响效率的主要因素，AP的含量及固体组分的粒度级配也有明显影响；BSF－φ315发动机试车结果证明高能推进剂的的实测比冲效率大于0．94。采用软件计算发动机的实测比中，可预估高能推进剂配方在不同压强及燃速条件下标准试验发动机（BSF－φ165和BSF－φ315）试车的实测比冲值。     

基于发动机高模试车的高温隔热屏热模型修正技术

与常压环境地面试车相比,发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况,本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性。通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等,对高温隔热屏的传热模型进行了修正,其计算结果与高空模拟试车搭载试验结果的误差较小。在考虑真空引射背景红外辐射以及真空舱内气体与发动机及隔热屏的导热后,利用修订的高温隔热屏的当量热导率,进行了上面级高空模拟整机热分析,进一步提升了热模型的分析精度。     

真空应用电火花点火的氢氧发动机设计与试验

为研究某大推力氢氧发动机真空羽流效应,设计采用火炬点火方式的60N缩比氢氧发动机.通过球头密封声速喷嘴组件控制流量,使真空下每个声速喷嘴组件减少3个密封面.进行真空点火方案设计,从理论上证明电火花点火的可行性.设计试验系统并进行地面及真空环境下的热试车,试车结果表明:燃烧室压力达到额定压力为0.6MPa时,发动机热防护结构良好,试验系统设计合理,真空电火花点火方案可行,为进行真空羽流效应研究奠定基础.      

星用490 N发动机偏工况工作特性试验

准确掌握液体火箭发动机不同参数下的工作特性及裕度对其使用可靠性至关重要。对第二代490 N发动机开展偏工况高空模拟和地面热试车,研究了推力和混合比变化对发动机工作特性的影响。结果表明:高空模拟环境下发动机能在混合比1.54～1.80及真空推力372～584 N的较宽包络范围内正常工作。随着推力的增加,真空比冲和喉部温度均提高,燃烧室效率依次呈增大、平稳、下降的趋势,喷管效率小幅增大。随着混合比的增大,真空比冲和喉部温度也提高,燃烧室效率未发生明显变化,喷管效率微降低。额定混合比下,室压在0.61～1.56 MPa区间内波动平稳,具备真空推力345～900 N工作能力,但在0.51 MPa时产生与输送系统耦合的中低频（207 Hz）燃烧振荡。高工况引起喉部热流冲刷加剧以及温度升高会加速涂层的损失,使得发动机长程工作寿命下降,但在一定的偏离范围及单次点火时长内仍能满足卫星25000 s鉴定级寿命要求。      

煤基高能煤油点火及燃烧性能研究

为研究煤基高能煤油的点火及燃烧性能,开展了气氧煤油姿控发动机热试车,研究了煤基高能煤油发动机真空比冲性能、脉冲工作性能和响应特性.结果显示:煤基高能煤油发动机点火可靠、燃烧稳定,脉冲工作性能和启动/关机响应特性均满足工程应用要求,真空比冲性能相比火箭煤油基础油发动机提高了约7s.     

缩比技术在固体火箭发动机工程中的应用

缩比技术是一种经济有效的实用技术,在火箭工程中具有广泛的应用领域.文中介绍了国外采用缩比技术的情况;简单阐述了缩比技术的理论基础——相似原理;列出了与火箭发动机工作过程和现象有关的相似准则;说明了火箭发动机缩比实验在比冲测量标准化、发动机性能模拟及其它方面的应用.     

星用490 N发动机喷注器局部燃气泄漏试验

根据近期某卫星在轨故障模式,为了研究测压管嘴燃气泄漏对液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响,以该卫星用第二代490 N发动机为试验对象,开展了测压管嘴在0.1、0.3、0.5 mm直径泄漏孔下的高空模拟热试车考核,对发动机真空推力、比冲和关键部位温度进行了测量。试验结果表明：试验条件下测压管嘴燃气泄漏对发动机工作稳定性没有影响;0.1 mm泄漏孔对发动机工作性能和各测点温度没有影响。随着泄漏孔直径增大至0.3 mm和0.5 mm,测压管嘴堵头烧蚀程度加深,发动机真空推力和比冲均值下降幅度分别仅为0.4%和1.4%,表明试验条件下测压管嘴泄漏对发动机工作性能的影响较小。燃烧室喉部温度试验结果不受泄漏的影响,喷注器测压管嘴及其附近、模拟卫星支架测点温度上升明显,氧化剂控制阀温度上升较小,远离测压管嘴的测点温度几乎不受高温燃气泄漏的影响。     

星用远地点发动机真空比冲与推进剂温度关系

用于卫星变轨的第一、二代液体双组元490N发动机均采用了四氧化二氮（N2O4）/甲基肼（MMH）推进剂组合,直流互击式喷嘴以及液膜辐射冷却身部。迄今为止,第一代490N发动机共进行了80多台次的高空热试车。统计结果表明：真空比冲与推进剂温度存在负二次方的关联关系;另外,第二代490N发动机的多台热试车结果也表明两者有一定的联系,就此进行了理论分析与试验研究,阐述了其中的关联关系。     

水冲压发动机地面直连试验技术研究

建立了垂直进水的水冲压发动机地面直连试验系统。采用垂直进水方式,消除了进水冲量对轴向推力的影响。通过在进水管路上安装汽蚀文氏管,解决了发动机试车过程中流量不稳的问题。基于含镁量50%的固体推进剂,对某型水冲压发动机进行了两组不同水燃比的地面直连试验,试验过程中采集了发动机燃烧室压强、进水流量和发动机推力等数据。对两组试验数据的燃烧效率和比冲分析表明,水燃比的适量增加,有助于发动机性能提高。该试验结果符合之前的理论预估,证明了水冲压地面直连试验技术的有效可行。     

STW试验通讯卫星远地点发动机真空总冲测试技术

本文介绍了影响STW试验通讯卫星固体推进剂远地点发动机真空冲测量的各种因素及其所造成的不确定度大小,着重介绍了推力、燃烧室压强、负压等参数的误差源.总结了该发动机高空模拟试车的经验,同时叙述了降低真空总冲测量不确定度的设想与实现途径.     

旋流对轴对称喷管性能影响的数值研究

为了研究旋流进气对喷管性能参数的影响,使用数值模拟的方法对轴对称喷管直流进气与旋流进气两种工作状态进行了对比研究,分析了不同空气流量、不同旋流强度下的喷管流量系数、真空推力系数以及比冲的变化规律.研究发现,使用喷管入口轴向质量平均总压计算所得喷管性能参数不随旋流强度的变化而变化,且与直流状态近似相等;旋流的切向动压随旋流数的增大而增大,但对喷管推力没有贡献,应将其归入总压损失.      

H2O2/HTPB固液火箭发动机燃料配方正交优化设计

采用随机轨道法计算了H₂O₂/HTPB固液火箭发动机的喷管两相流,并采用试验结果验证了数值计算的准确性.研究了不同凝相质量分数和粒子平均直径对喷管性能的影响,结果表明:随着凝相质量分数和粒子平均直径的增加,喷管效率逐渐降低.对固体燃料中的Al,Mg,AP和B等组分的质量分数进行了正交试验设计,研究分析了不同燃料组分对喷管两相流和发动机性能的影响,并对固体燃料配方进行了正交优化设计.结果表明:凝相组分质量分数随Al,Mg的质量分数增大而增加,AP和B的质量分数对凝相质量分数影响较小;添加Al,Mg,AP和B等物质对发动机的最佳理论比冲影响不大,但可以有效提高最佳理论密度比冲;添加Al和Mg等金属颗粒会增加喷管损失,降低实际比冲和实际密度比冲,添加AP和B对比冲效率影响不大.      

微波等离子推力器真空实验研究

微波等离子推力器(MPT)具有寿命长、效率高和比冲高的特点，具有广泛的应用前景。通过对MPT真空实验系统，以及中(-lkW)、低(-l00W)功率MPT结构的介绍，重点论述了MPT在真空环境下的启动和稳定工作特性，并对实验结果进行了分析和讨论，给出了MPT初步性能参数。实验结果表明，在30W-lkW功率范围内，MPT真空环境下启动可靠，工作稳定；氦气(He)的比冲远高于氩气(Ar)的比冲。     

N2O单组元微推进系统及其喷管流场的初步研究

针对利用N2O单组元催化分解产生热气、用于精确控制飞行器姿态的微推进系统,提出了初步的系统方案和主要设计参数.通过数值仿真,对设计推力为1N的微推进器喷管在高空工况的内流场和真空羽流场进行了研究.计算得到喷管的推力为1.041N,比冲为1922.7N·s/kg,从而验证了喷管相关设计参数的合理性.理论分析为后续的地面试验件的设计加工及其热试车提供了有益的参考.     

喷喉烧蚀损失计算

分析了喷喉烧蚀计算的各种方法,并用实例比较了各种计算方法的优劣。理论分析和计算结果表明,用平均膨胀比与初始膨胀比计算出的理论真空比冲之比,或在平均膨胀比与初始膨胀比下按一维两相平衡流计算出的真空比冲之比来计算喷喉烧蚀效率较好。     

STW试验通信卫星远地点发动机飞行实验

本文对STW试验通信卫星远地点发动机的设计及飞行前后的测试参数做了较全面的介绍,叙述了发动机在飞行过程中的事故预想与对策;计算出了发动机的实际飞行总冲偏差,并与地面试车数据作了比较,验证了发动机地面试车所测总冲精度的正确性。      

提高固体火箭发动机性能的技术途径

用固体发动机比冲的理论计算方法计算了发动机比冲与平均工作压强的关系，由发动机质量比的表达式，推出质量比与发动机最大工作压强和平均工作压强比以及药柱装填分数的关系。计算和试验结果表明：发动机比冲随着平均工作压强增加而增加；发动机质量比随着药柱体积装填分数增加以及量大压强和平均压强比的减小而增加。结论：提高平均压强和药柱装填分数以及降低最大压强与平均压强比是提高发动机性能的技术途径。     

MPT可靠启动与稳定工作影响因素

1引言MPT属于电热型电推进,基本原理是利用微波发生器将来自电源系统的电能转化为电磁能,然后电磁波在谐振腔中产生谐振并与工质(可选用N2,H2,He,Ar,NH3,N2O或水蒸气等)耦合,使工质离解、电离,形成等离子体,最后高温高压等离子体从喷管高速喷出而产生推力。MPT的最大优点是没有     

固体火箭冲压发动机直连试验分析方法研究

阐述了固冲发动机直连试验和试验方法,并根据试验获得的静温/静压/流量等参数提出了试验分析方法,能够获得燃烧效率、比冲效率.在不考虑热力计算误差的条件下,根据试验系统的测试精度,对该方法进行误差分析,表明:(1)通过补燃室尾部静压、静温、流量来换算尾部总压,相对误差较大,应该对尾部总压进行直接测量.(2)用该系统得到的燃烧效率、推力增益比冲、台架推力比冲的相对误差在±3.6%左右,主要误差来源于空气流量、补燃室尾部静压、台架推力,应该对这些参数的测试精度进行严格控制,以减小试验误差.