Mg粉/CO2点火燃烧性能实验研究

利用自行设计的点火实验装置对Mg粉/CO2的点火燃烧性能开展了实验研究.通过记录的实验现象验证了Mg 粉/CO2组合作为推进剂的可行性的同时,由测量到的不同粒径的Mg粉在CO2中的点火温度,对点火燃烧性能作出详细的分析和评估,得到了中等粒径的Mg粒子在CO2中的点火温度约为960 K,且随着粒径的增大,点火温度会逐渐升...     

粉末火箭发动机燃烧室燃烧流动特性研究

选取颗粒轨道模型,对Al／AP粉末颗粒在粉末火箭发动机内流动和燃烧进行三维数值模拟,为以Al粉末燃料和AP粉末氧化剂作为推进剂的新型燃烧室的设计以及实验研究提供参考。文中提出了一种粉末火箭发动机构型,通过对发动机燃烧室进行冷态和热态数值模拟,研究了氧燃比、Al粉末颗粒大小、燃烧室体积等因素对粉末火箭发动机燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,一定范围内氧燃比较高时,燃烧室温度反而较低;较小粉末颗粒在燃烧室内更易离散;Al颗粒粒径越小越易燃烧,Al燃烧率也越高;验证了在Al／AP粉末火箭发动机的设计中引入特征长度来匹配Al粉粒径与燃烧室体积的合理性。     

高过载条件下固体推进剂药柱结构完整性分析计算

采用有限元法对固体火箭发动机药柱在高过载条件下的应力、应变和位移场进行三维线性粘弹性分析，得出了药柱在轴向和横向过载作用下的变形结果，为高加速固体发动机药柱结构设计提供参考。     

固体火箭发动机燃烧室凝相颗粒燃烧特性分析

进行了燃烧室收敛段沿径向不同部位的颗粒收集实验,并利用马尔文激光粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对凝相颗粒进行了分析。研究结果表明,在6.8~7.5 MPa下,含铝量17%的HTPB推进剂燃烧产物粒径分布范围在0.27~300μm之间;燃烧室收敛段中心区域凝相颗粒平均粒径比壁面附近区域的小;大多数凝相颗粒为表面光滑、外形规则的实心球体,在燃烧过程中粒径超过40μm的大颗粒易发生开裂破碎等外形变化;在本实验条件下,仍有单质铝存在,铝颗粒的燃烧效率随着压强的升高而增大。     

金属粉末燃烧装置凝相产物反弹特性实验研究

为获得金属粉末燃烧装置燃烧产物的反弹特性，进而为金属凝相燃烧产物收集装置的设计提供指导，在收集并分析了铁粉燃烧产物特性的基础上，搭建了壁面碰撞反弹装置，开展了凝相燃烧产物与石墨板反弹特性实验研究，获得了铁粉燃烧产物与石墨板碰撞反弹后的法向反弹系数（en）与切向反弹系数（et）随粒子入射速度、入射角度的影响规律，并拟合了反弹系数多项式。结果表明：真实燃烧产物实验条件下，铁粉凝相燃烧产物的入射速度对en和et影响不显著，但入射角度对en和et的影响较大，表现为en随入射角度的增加而增大，et随入射角度的增加先减后增，但增幅较小，当入射角度大于58°时，et又出现减小的趋势。     

潜入喷管背壁区熔渣溢流沉积实验研究

利用X射线诊断系统，观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管壁区熔渣粒子的溢流过程。得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像，分析探讨了喷管潜入深度、喷管部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响，为发动机的设计提供了实验依据。     

喷嘴雾化特性模糊评判模型

利用模糊综合评判法构造喷嘴雾化模糊关系矩阵，建立了描述喷嘴雾化特性的模糊数学模型，利用该模型分别对不同工况下的空气雾化喷嘴，离心式喷嘴雾化特征进行了理论计算，通过聚类，对5种实验工况进行了分类，计算的分类情况与实验结果基本一致，对空气雾化喷嘴，离心式喷嘴不同实验工况的雾化效果进行了正确的评判。     

Mg粉/CO2粉末火箭发动机点火试验研究

初步设计了粉末火箭发动机,并以Mg粉作为燃料、CO2作为氧化剂进行了点火试验.研究结果表明,在一定的压强和温度下,利用空气与Mg粉的燃烧放热可成功引燃Mg粉/CO2,且在关闭空气后达到自持燃烧；燃烧室壁面沉积较多,主要以MgO为主,还有一部分未燃烧的Mg；通过该试验验证了Mg粉/CO2粉末火箭发动机方案的可行性.     

粉末推进剂流化过程及高压流化机制分析

为深入探究粉末发动机推进剂供给装置内的粉末流化特性,通过搭建粉末高压流化过程的可视化实验系统,开展了0.3～5MPa压强条件下粉末流化过程和流化特征研究,并结合压强信号的均方差分析结果以及颗粒起动的各类学说,详细分析了粉末流化模式以及高压流化机制。结果表明:随压强升高,粉末表现出不同的流化模式,其中在低压(1.5MPa)流化模式时,其流化压强均方差最小,粉末为局部波动状态;过渡阶段流化模式时,其流化压强均方差最大,不稳定气固分界面形成;而高压(2.3MPa)流化模式时,在活塞与流化进气的双重作用下,储箱内可形成稳定的气固分界面,为粉末推进剂的稳定输送提供了有力证明;粉末的高压流化机制为颗粒斜面飞升与湍流共同作用的结果。     

硝酸与固体燃料燃烧性能计算研究

建立了固液火箭发动机燃烧性能计算模型,采用一维化学平衡(ODE)方法对以硝酸为氧化剂的固液火箭发动机燃烧性能进行了初步探讨。计算表明,固液火箭发动机的比冲、特征速度和燃烧温度以及燃烧产物组分等与氧化剂和燃料的配比有密切关系,氧化剂与燃料质量配比在3.75附近时,固液火箭发动机内部的温度较高,燃烧产物组分以及特征速度达到最佳状态,比冲最高。