液体燃料爆炸抛撒及云雾形成的实验研究

为了分析燃料的物理化学性质、表面活性剂对液体燃料爆炸抛撒过程的影响,进行了相关实验研究,用高速摄影机记录了不同情形下的液体燃料爆炸抛撒及云雾成长过程。实验结果表明,液体燃料爆炸抛撒过程可以分为加速运动、减速运动和扩散运动三个阶段;选用低粘度、低表面张力且具有一定挥发性的液体燃料可获得较好的爆炸抛撒及雾化效果;适量表面活性剂的加入虽不能增加燃料云雾最终扩展半径,但可使液体燃料分散得更均匀,从而更有利于爆轰的传播。     

重型火箭下面级发动机基本参数分析

分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

流动参数对超临界喷射特性影响的数值模拟

 目前航空发动机燃烧室雾化系统设计主要是针对亚临界喷射的,但高性能要求使得未来飞行器发动机的燃料喷射系统会以跨临界/超临界喷射为主。基于此,对液态碳氢燃料的超临界喷射特性进行了研究。首先选取了适合超临界流体物性参数特点的计算和求解方法,建立了超临界喷射特性计算的数学模型;然后采用该模型对JetA燃料喷射到N₂环境中的喷射过程进行了数值计算研究,并通过与已有的实验结果进行对比验证了模型的正确性;最后对流动参数对于超临界喷射特性的影响进行了数值模拟,得到了喷射长度和喷射扩张角与流动参数之间的关系。     

舱外航天服生命保障冷电联储系统性能分析

 基于质子膜燃料电池(PEMFC)和热驱制冷,提出一种舱外航天服冷电联储方法,根据热力学总能理论,通过能量的梯级利用和不同形式的能量联产来实现舱外航天服生命保障系统冷电联储、能源转化和环境控制一体化。对舱外航天服生命保障冷电联储系统进行了热力学分析,表明本文舱外航天服生命保障系统冷电联储方案与传统方案相比,能达到减少航天员出舱活动携带物品种类和提高能源利用率的目的。并重点对冷电联储系统储氢冷却器相关参数的选取对系统一次能源利用率及系统整体质量的影响进行分析,结果表明LaNi₅和LmNi_4.9Sn_0.1较适合用于本文提出的舱外航天服生命保障冷电联储系统。     

超燃冲压发动机典型部件热防护

通过在电弧加热器上的试验考核,对进气道唇口前缘、注油支杆等发动机典型被动热防护部件的材料选择和热结构设计进行了研究.发展了主动冷却燃烧室热结构计算评估方法,将经过试验验证的热分析程序应用于燃烧室主动冷却结构的材料配置研究.材料C1和C2的进气道唇口前缘经过60s试验后情况良好;材料Z1的注油支杆经历50s试验后情况良好;将主动冷却燃烧室热分析计算程序应用于冷却面板试验,温度测量值与计算值最大相差55K,表明计算与试验符合较好,计算程序可为主动冷却燃烧室结构材料配置的设计研究提供可信的参考数据.研究所获得的经验和技术可应用于全流道超燃冲压发动机的设计与验证.      

固体碳氢推进剂ATR二次燃烧特性实验研究

为了探索常温来流条件下补燃室稳定燃烧的工作条件,设计并加工了一套专门用于研究掺混燃烧的试验装置,验证了模拟落压机构的效果,探索了只有简单掺混器状态下碳氢推进剂的二次燃烧特性。实验发现,只有简单掺混装置的情况,在比冲较优空燃比状态下未能实现二次燃烧,因此在发动机参数设计中不仅要考虑比冲性能还要兼顾可燃条件;实验中采用的固体碳氢推进剂在直接掺混方式下稳定燃烧的空然比上限为4.4左右;简单掺混方式燃烧效率不理想,今后需要探索适合碳氢燃料的火焰稳定器和增强掺混燃烧方法。      

聚乙烯在固体燃料冲压发动机中燃烧特性的数值研究

为准确模拟聚乙烯在固体燃料冲压发动机中的燃烧状态,估算了乙烯-空气两步反应中,相关组分的粘性、导热系数随温度的变化,并进行多项式拟合;同时使用UDF进行质量、动量、能量添加.数值计算的结果表明:燃面退移速率的计算误差不超过11.3％,其变化规律与已有实验相同;补燃室温度的误差不大于5.2％;补燃室温度随来流空气质量流率的增大而减小;高来流空气总温或低来流空气质量流率的工况下,燃料充分燃烧所需的补燃室更长;几何相似,其它条件相同时,小尺寸发动机内流场传向燃料表面的热流密度更大,燃面退移速率更高.     

直连式脉冲爆震发动机性能试验研究

为了掌握脉冲爆震发动机起爆和推进性能,基于汽油／空气脉冲爆震发动机模型机直连试验,开展不同工作频率下的起爆和推进性能试验研究。结果表明：模型机能在0～35Hz范围内快速起爆、稳定工作,爆燃向爆震转变距离约0．9m。随着工作频率的提高,平均推力成线形增大,但平均推力增加的斜率随着频率的升高有所降低。随着频率提高,体积比冲和混合物比冲均逐渐增加,趋势类似;频率25Hz时的体积比冲和混合物比冲最高。燃油比冲随着频率提高显著增加,单位燃油消耗率则逐渐降低;频率超过25Hz时,燃油比冲和单位燃油消耗率变化不大。     

燃气涡轮起动机高空台高空起动试验研究

介绍了某型燃气涡轮起动机在高空台进行高空起动试验的安装方式、试验条件和试验方法,并对高空起动试验结果进行了详细分析。研究表明,通过增加起动加速供油量与起动电机功率,可有效扩展燃气涡轮起动机的高空起动包线,且起动机的冷机时间对其起动特性有着显著影响。同时,在此类起动机高空台试验中,应对滑油管道提供相应的保温措施,以保证起动机在低温环境下的冷机过程中,滑油温度不至于过低而影响起动。     

涡喷七主燃油泵改型设计技术论证

本文的目的在于论证“用改型后的ZB-21Φ(G)取代原来的ZB-21Φ主燃油泵”这一方案的可行性。改型方案的基本思想是用ZB-22Φ加力泵转子(包括柱塞)取代ZB-21Φ主泵转子,并用带滑靴的柱塞取代原来的光头柱塞。经过运动学、动力学验算,结构设计证明了这一方案是可行的。更改设计、改加工的工作量均较小,新增加的零件也不多,且在现成主泵壳体内基本不必作任何修改加工。 改型设计不仅可以延长主燃油泵的使用寿命,而且还可以增大供油量,也就是说,可以为高推力发动机研制提供可靠的供油量较大的油泵。