我国大推力补燃氢氧发动机研究进展

氢氧火箭发动机因具有很高的性能,在国内外运载火箭中得到了广泛应用。为了更好地开展深空探测,必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状,简要介绍了我国220 t补燃循环氢氧发动机方案和关键技术研制进展,该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热试验等,研究了核心部组件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验,研究组件级技术,初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制,促进我国航天推进技术发展。     

高频输氧技术中的气体输运机理

本文介绍了高频输氧技术中气体输运机理的实验研究结果。用气管-支气管-肺模型来模拟人体呼吸系统,用热线和激光测速技术测量该模型内的气流。结果表明,整流效应和湍流扩散具有关键作用。     

Operation of a Rotary-valved Pulse Detonation Rocket Engine Utilizing Liquid-kerosene and Oxygen

The pulse detonation rocket engine (PDRE) requires periodic supply of oxidizer, fuel and purge gas. A rotary-valve assembly is fabricated to control the periodic supply in this research. Oxygen and liquid aviation kerosene are used as oxidizer and fuel respectively. An ordinary automobile spark plug, with ignition energy as low as 50 mJ, is used to initiate combustion. Steady operation of the PDRE is achieved with operating frequency ranging from 1 Hz to 10 Hz. Experimentally measured pressure is lower than theoretical value by 13% at 1 Hz and 37% at 10 Hz, and there also exists a velocity deficit at different operating frequencies. Both of these two phenomena are believed mainly due to droplet size which depends on atomization and vaporiza-tion of liquid fuel.     

含磷聚酰亚胺薄膜在原子氧环境中的降解研究

文章考察了自行合成的含磷聚酰亚胺（PI）薄膜在模拟原子氧环境中的降解行为。扫描电子显微镜（SEM）、X射线光电子能谱（XPS）等测试结果表明:在原子氧辐照过程中,含磷PI薄膜表面的磷元素与氧元素含量增加,原子结合能也增大,意味着在PI表面形成了含磷钝化层。该钝化层进一步阻止了PI次表面层被侵蚀,使含磷PI薄膜表现出了抗原子氧侵蚀能力,其在模拟原子氧环境中的质量损失率远低于Kapton薄膜。     

原子氧辐照下GF/PI和nano-TiO2/GF/PI复合 材料的摩擦学性能研究

文章研究了原子氧辐照下GF/PI和nano-TiO₂/GF/PI复合材料的摩擦学性能,结合结构分析探讨了原子氧辐照对其摩擦学性能的影响机理。研究发现原子氧辐照能够破坏复合材料表面的树脂基体分子链,引起复合材料表面结构发生变化。原子氧辐照对PI复合材料的摩擦系数影响不大,但有使其磨损率降低的趋势,这可以归因于复合材料表面化学结构和组成的变化对对偶钢环上的转移膜所产生的影响。     

载人航天器出舱活动氧气分压控制研究

载人航天器出舱活动期间氧气分压控制是保证航天员安全和完成出舱任务的重要因素.文章通过对出舱过程中引起氧气分压变化的因素分析,进行了出舱活动低压情况下的氧气分压安全限的试验验证研究,建立了出舱活动氧气分压变化趋势仿真模型,并在此基础上确定了出舱活动阶段舱压和氧气分压的调控方案     

液氧泵机械密封用金属波纹管设计研究

分析研究了液氧泵机械密封用金属波纹管在常温条件下轴向拉伸变形与金属波纹管自由高度和密封摩擦功耗之间的关系,在此基础上,研究归纳出了液氧泵机械密封用金属波纹管设计规范,采用该规范设计生产的金属波纹管已用于液氧/煤油发动机,该发动机已通过地面热试车考核.     

液氧甲烷单喷嘴燃烧性能数值仿真研究

为了研究液氧甲烷同轴剪切式喷注器结构参数变化对燃烧性能的影响,以单喷嘴为物理模型进行了燃烧数值仿真.研究表明：适当增加氧喷嘴出口壁厚和增加喷嘴个数均能提高喷注器燃烧效率,其中增加喷嘴个数对燃烧效率的影响更为显著.     

一种载人航天器气压控制系统仿真模型

为支持航天员在轨驻留,载人航天器须利用气压控制系统将密封舱内的氧分压和总压控制在指标范围内。为分析气压控制系统的工作性能,文章提出了一种气压控制系统仿真模型,利用关键参数和主要特性描述公式对气压控制系统的主要要素进行定义,形成了密封舱、航天员、供氧组件、供氮组件、舱体漏孔等的数学模型,并定义了要素之间的接口关系。将正常模式和舱体泄漏模式下的仿真模型计算结果与载人航天器相关地面试验数据进行对比,证明了仿真模型的正确性。最后,利用仿真模型分析了舱体容积和漏孔通径大小对密封舱氧分压和总压变化趋势的影响。     

补燃循环发动机强迫起动过程

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其强迫起动特性进行了研究.建立了描述补燃循环发动机瞬变过程的数学模型,提出了求解推进剂供应管路瞬变流控制方程的Chebyshev伪谱方法.采用新的面向对象仿真语言Modelica,建立了可扩展的发动机仿真模型库,在MWorks平台上,利用模型库搭建了补燃循环液氧煤油发动机仿真模型.对发动机强迫起动过程进行了仿真计算,计算结果与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于4%,动态相对误差小于10%,初步验证了模型的正确性.进一步分析了火药起动器工作时间、阀门打开时序等因素对发动机起动过程的影响.结果表明,为保证该发动机可靠起动,发生器点火应在氧化剂头腔充填完成后,火药起动器工作时间应持续到发生器点火.