液体工质激光推进性能研究评述

工质的选择对于激光推进任务的完成具有举足轻重的作用。液体工质以其自身独特的优点已经引起了国内外学者的浓厚兴趣。评述了国内外液体工质激光推进性能的研究进展,指出了研究工作中存在的突出问题,探讨了提高液体工质推进性能的可能途径,提出了将尺寸较小的水滴用作工质从而提高推进性能的方法。研究结果表明,液膜和尺寸较小的水滴是提高液体工质推进性能的有效途径。     

固液混合火箭发动机中的关键技术及其发展

根据固液混合火箭发动机的结构特点及工作过程,分析了它所具有的优、缺点。纵观 国内、外的研究情况,总结出固液混合火箭发动机中的关键技术和难点,主要包含:（1） 发展新的高能固体燃料和氧化剂,提高固体燃料的退移速率;（2） 测量工作过程 中 固体燃料退移速率;（3） 研究不同类型固体燃料热解机理及规律;（4） 建立固体燃料退 移速率的公式;（5） 抑制不稳定燃烧;（6） 建立缩比准则;（7） 发展混合火箭发动机 工作过程模拟的数值模型等。分析了国内、外在研究中采用的技术途径、取得的成果,以 及今后的发展方向。     

燃烧固体药柱内腔表面的典型裂纹及其力学行为

根据燃烧环境中高装填固体推进剂药柱内应力的分布特征,提出了药柱内腔表面的两种典型裂纹, 即横向表面裂纹和纵向表面裂纹, 并分别采用方坯药柱和圆盘药柱表面预制的裂纹进行了模拟。比较燃气作用下两种药柱的有限元分析结果, 明确了挤裂模式对于燃烧环境中固体药柱表面裂纹问题的适用性。这些结论与实验观测现象非常吻合, 对实际发动机工作环境中固体药柱表面裂纹的力学行为预示和故障分析有着重要的指导意义。     

基于DMSJ发动机流道的RBCC发动机设计

首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计,该发动机在M_∞=4.0和6.0时的比冲分别为1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ发动机流道为基础,在隔离段一侧布置火箭发动机,形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明,低马赫数时,火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限;保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变,RBCC发动机在M_∞=4.0时,冲压模态比冲可达到1 052.8 s。高马赫数时,由于燃烧组织位置靠前,必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整,才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平,经过调整本文RBCC发动机M_∞=6.0时冲压比冲达到了887.8 s。因此,基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计,是一条快速可行的技术途径。     

固体火箭发动机燃烧不稳定的影响因素分析和最新研究进展

总结和分析了国外对固体火箭发动机中出现的燃烧不稳定问题的理论、数值和实验研究.介绍了国外的研究思路和现状,详细阐述了固体火箭发动机中燃烧不稳定的主要影响因素,以及目前国外公认的不稳定触发机理--声/涡耦合、抑制措施及预测理论方面的进展,总结了有关发展大型分段式固体火箭发动机可能存在燃烧不稳定的相关信息,以期对国内固体火箭发动机在该方面的研究提供一定的参考.     

TGA测试含硼富燃料推进剂发火温度实验研究

采用一定实验条件下的TGA实验,对不同含硼富燃料推进剂发火温度进行测试,以验证方法的可靠性,并在此基础上,研究了初始温度、升温速率、装药量和坩埚等实验条件,以及配方对此方法测定的发火温度的影响。实验结果表明,采用TGA对含硼富燃料推进剂的发火温度进行测试具有较高的精确度,实验结果的通用性也较高;初始温度及升温速率基本不影响此方法测得的推进剂的发火温度;与氩气气氛相比,空气气氛下的含硼富燃料推进剂发火温度降低;在使用高压坩埚的情况下,推进剂的实测发火温度降低;使用HMX代替含硼富燃料推进剂中的AP、使用镁作为金属添加剂,以及增加推进剂中硼粉的含量,都能降低含硼富燃料推进剂的发火温度。     

超燃冲压发动机燃烧室新型热结构的优化设计

为了探寻超燃冲压发动机工程设计的方法,解决超燃冲压发动机燃烧室严峻的热防护问题,设计了一种基于碳化硅陶瓷基复合材料的复合结构形式的主动冷却结构方案;建立了超燃冲压发动机燃烧室热结构设计模型和燃烧室惰性质量估算模型;基于遗传算法,以热结构各层厚度、槽宽、肋宽和肋高为待优化参数,进行了单目标和多目标优化设计。以燃烧室惰性质量最小为目标进行优化设计后,惰性质量减少了21.7%,得到最小惰性质量下的热结构尺寸;以惰性质量最小、冷却液流量系数最低为目标进行优化设计后,得到了Pareto最优前沿及对应的热结构尺寸。     

水冲压发动机原理性试验技术研究

从水冲压发动机的工作机理出发,提出了适合开展发动机原理性研究的燃气发生器式水冲压发动机的工作原理。结合铝镁贫氧推进剂、水冲压发动机试验测试系统设计等研究,完成了燃气发生器式水冲压原理性试验研究工作,获得了该工作形式下铝镁推进剂的燃烧性能,成功验证了水冲压发动机的工作原理可行性,为后续开展水冲压发动机的性能研究提供了丰富的试验数据。     

RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。      

液滴碰撞聚合模型及其在喷雾燃烧流场中的应用

基于平滑粒子流体动力学方法的思想，建立了新的描述液滴间碰撞和聚合过程的数学模型，将相互碰撞的液滴局限在其周围一定数目的液滴之间，并对液滴间碰撞的概率进行了重新定义。数值计算结果表明：模型从根本上摆脱了O’Rourke模型对计算网格的依赖性，大幅度提高了计算效率和精度。在此基础上考虑液滴的变形、破碎及相变过程，采用Euler—Lagrangian方法和有限化学反应速率模型，对RBCC引射模态进行了三维两相喷雾燃烧流场数值模拟，并和实验数据进行了对比。结果表明：在RBCC自由引射模态，二次燃料喷射位置的适当后移会使燃料利用率提高，引射比增加，引射火箭推力增加。