高能合成煤油GN-1性能研究

为了获得高能合成煤油（GN-1煤油）物化性能随温度和压力的变化规律,掌握GN-1煤油与现役火箭煤油在应用特性方面的差异,采用理论计算和实验方法,对GN-1煤油在物化性能（密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力）变化规律、安全特性（闪点、自燃温度、燃点、爆炸极限、毒性）、流动传热与结焦特性以及点火延迟特性进行了研究,并与火箭煤油进行了对比。通过实验研究得到了最高温度不超过200℃,最高压力不超过25MPa下GN-1煤油的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力实验数据,结合理论计算,获得了GN-1煤油在-40~350℃,0.1~60MPa内热物性变化规律,并与火箭煤油进行了对比。此外,研究结果还表明：GN-1煤油的闪点为40℃（低于火箭煤油闪点74℃）,自燃温度为305℃（高于火箭煤油自燃温度225℃）,燃点为47℃（低于火箭煤油燃点82℃）,爆炸极限为0.44%～2.9%（40℃）,GN-1煤油和火箭煤油急性经口毒性LD₅₀＞5000mg/kg。在入口压力10MPa,流速10m/s,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%。在采用GH3128高温合金管条件下,GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油316L不锈钢管路中试验段平均结焦速率为GH3128高温合金管路中的22.3%。在970～1105K内,GN-1煤油的点火延迟时间为火箭煤油的55.6%～69.3%。     

RP-3航空煤油燃烧特性及其反应机理构建综述

目前耦合航空煤油多步燃烧反应机理的数值模拟计算已引起学者们的重视,燃烧反应机理的构建已成为研究热点。详细介绍了国内外关于航空煤油模拟替代燃料的选取、化学反应动力学模型构建和简化、着火延迟时间和层流燃烧速度等的实验规律。依据国外研究进展,指出了中国在国产RP-3航空煤油燃烧反应机理研究方面应从基础研究做起,全方位、多维、立体地合作开展相关研究,主要包括:国产RP-3航空煤油化学动力学模型的建立、低温高压工况条件下航空煤油与模拟替代燃料的基础实验研究与模型燃烧室研究,以期丰富相关研究成果,推进航空发动机的高质量发展。     

Thermo-structural analysis of regenerative cooling thrust chamber cylinder segment based on experimental data

To evaluate the structural failure risk of the regenerative cooling thrust chamber cylinder segment, a Finite Element Method (FEM) based on experimental data was developed. The methodology was validated and utilized to reveal the thermal response and the nonlinear deformation behavior of the cylinder segment phase by phase. The conclusions of the research are as follows: The 2D heat flux distribution caused by the injector determines the uneven temperature distribution on the gas-side wall and leads to the temperature disparity between various cooling channels; The reason for the accumulation of residual strain is that the tensile strain generated in the post-cooling phase is greater than the compressive strain produced in the hot run phase; Through the single-cycle simulation, two potential failure locations with conspicuous deformations were found, but it is difficult to determine which point is more dangerous. However, the multi-cycle thermo-structural analysis gives the evolution of the stress-strain curve and gradually discloses that the low-temperature corner of a particular channel is the most likely location to fail, rather than the maximum residual strain point of the gas-side wall. The damage analysis for dangerous point indicates that the quasi-static damage accounts for the majority of the total damage and is the main factor limiting the service life.     

补燃循环先进上面级过氧化氢/煤油涡轮泵研制

过氧化氢/煤油涡轮泵用于35 kN补燃循环先进上面级发动机,由过氧化氢泵、煤油泵和涡轮组成,采用涡轮偏置的单轴布局结构.过氧化氢泵为典型的带诱导轮离心泵形式.基于超低比转速及转子动力学方面的考虑,煤油泵采用了部分流泵形式.为了解决轴向力平衡问题并获得较高的效率,涡轮采用了低压比小反力度方案.通过材料与工作介质的相容性研究,总结了一整套可操作性强的过氧化氢泵零件相容性评价准则、选材以及零件钝化处理工艺等技术.对涡轮泵联试和发动机热试车情况进行了分析,并提出了后续研究的重点方向.     

火箭燃气喷流与弹体超声速绕流干扰流场数值分析

绕弹体的超声速气流与火箭发动机燃气喷流相互作用,在弹底部形成了复杂的干扰流场。应用四阶的ＭＵＳＣＬＴＶＤ格式,求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程,对这一复杂流动进行了数值模拟,得到了流场结构随不同喷口压力比的变化规律。     

固体火箭发动机燃烧室喷管一体化网格生成

给出固体火箭发动机燃烧室喷管一体化网格策略,用二维方法生成平面网格经旋转或堆砌形成空间网格。对网格正交性受几何域形状限制的情况进行了讨论。给出了一种燃烧室－喷管外形的网格结果。     

智能技术在火箭管路系统研制中的应用研究

管路系统在火箭中布局在狭小空间内,不仅规格种类和数量多,且安装位置和安装接口极其复杂多样,给管路的敷设、制造和装配都带来相当的难度。近年来,国内外与智能技术相关的信息、计算机软硬件、控制和传感器等技术的飞速发展,为火箭管路系统的设计、制造以及高效率装配等提供了坚实的理论基础和技术保障。从国内外火箭管路系统在智能布局、智能制造和智能装配等方面入手,研究了智能技术在火箭管路系统工程应用的现实和前景。     

星箭分离后箭遥数据处理系统的软件设计与实现

星箭分离后末级火箭的爆炸造成大量的空间碎片,严重威胁载人航天等空间活动。解决措施之一就是末级火箭剩余燃料的排放。星箭分离后遥测数据处理的目的是监测分析末级火箭推进剂的排放过程。文中讨论星箭分离后火箭遥测数据的基本特点、星箭分离后火箭遥测数据处理软件各模块的主要功能,以及软件在实现过程中采用的关键技术,并对遥测处理结果数据的分析和拓展应用进行了阐述。     

固体发动机φ200mm带喷管整体缠绕壳体的研制

研制了３台φ２００ｍｍ带喷管不等开口整体缠绕壳休交验了带喷管体整体结构强度，所测壳体的实际爆破压强为１１．６－１３．０ＭＰａ，是设计爆破压强的１．４－１．６倍。     

利用火箭技术对大型油罐进行模拟地震试验

利用火箭技术设计一种火箭激震装置，地震波动运动，其地震波主频率为２－１０Ｈｚ，持续时间达３ｓ，地面破坏状况相当于地震烈度７度。使用这种装置激震储存石油的大型油罐，可以检测储油罐的抗震性能。