月面探测器燃料电池应用的初步研究

燃料电池是一种高效的清洁能源,早在20世纪60年代就成功应用于美国载人登月工程中。我国对燃料电池的研究工作开展较早,当前已初步具备了研发航天器燃料电池的技术能力,但由于燃料电池属于一次性能源,使其应用一直受限于航天领域,近年来我国新型航天器的研发为燃料电池提供了新的应用背景。在调研分析的基础上,提出了一种使用氢氧燃料电池作为月面探测器主电源的配置方案,通过与传统供电方案的综合比较总结了燃料电池的优点,并归纳了后续应用的关键技术和解决途径,为燃料电池在我国航天领域的应用提供了一种新思路。

非自燃推进剂固液火箭发动机点火特性试验研究

叙述了非自燃推进剂固液火箭发动机的点火特性，并分析了点火起动程序设计、烟火剂点火器和预设复合固体引燃器的试验过程，结果表明：应用烟火剂点火器和预设固体引燃器，不仅能保证点火起动安全无误，而且还适用于多种非自燃固液发动机的点火。

梯度磁场推进扩散火焰燃烧的实验研究

用数字粒子图像测速技术(DPIV)测量了扩散火焰周围气流在梯度磁场作用下的速度分布,并与无磁场作用下的速度分布比较。结果表明当梯度磁场作用于扩散火焰时,火焰周围气体运动被加速,火焰的形状变得尖锐,亮度增加。实验定量地验证了梯度磁场可以诱导气体对流的发生,从而进一步推进扩散火焰燃烧反应。

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。

固液混合发动机多次点火启动试验

介绍了固液混合发动机(以下简称混合发动机)多次点火启动和关机的技术方案和试验研究情况,测量了混合发动机的性能数据,对影响混合发动机工作性能的各种因素进行了初步分析。试验结果表明:混合发动机可以实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节。

氧化亚氮和氧气二元组分气-液相平衡研究

为提高液体氧化亚氮的自增压性能,使用PR(Peng-Robinson)状态方程,求解不同百分含量、温度、压强条件下氧化亚氮和氧气的相平衡状态,得到-40~30℃下二元组分气-液相平衡数据,并与文献中的实验数据进行对比验证。结果表明:计算获得的相平衡数据与文献中的实验数据吻合程度较好,PR状态方程能较好地描述该二元组分气-液相状态;在相同的温度条件下,随着压强的升高,气相密度增大,而由于氧气的溶解度增大导致液相密度逐渐减小,-40℃时压强从1MPa增大到15 MPa,气相密度提高了28倍,液相密度从1 126kg/m3减小到767kg/m3;在一定压强条件下,与气相密度相比,液相密度受温度的影响更显著,8 MPa时气相密度从-40℃的200kg/m3升高到30℃的318kg/m3,液相密度从-40℃的1 035kg/m3减小到30℃的542kg/m3。

N_2O-PMMA小型混合火箭发动机试验研究

为研究小型氧化二氮(N2O)-有机玻璃(PMMA)混合火箭发动机,搭建了试验平台,设计并制造了N2O-PM-MA混合发动机试验样机。通过试验验证了试验平台和发动机设计,获得了N2O-PMMA混合发动机燃料燃速和氧化剂质量速度的关系公式。利用试验数据分析了燃料药柱几何尺寸、氧化剂质量速度和发动机喷嘴喉径对燃烧效率及推进性能的影响,探讨了这种发动机的优化设计范围。研究结果为未来小型混合发动机的工程应用提供了试验平台和科学依据。