贮箱内浆态低温推进剂沉降特性数值研究

为了揭示浆态低温推进剂在贮存时的颗粒沉积行为规律,解决沉积带来的浆态低温推进剂向火箭发动机输送时的供给问题,研究了贮箱内浆态低温推进剂的沉降特性。基于欧拉-欧拉数值模拟方法,考虑固体颗粒动力学理论建立了低温固液两相流动与相变传热数值模型,研究了浆态低温推进剂(浆氮、浆氧、浆氢)在贮箱内两相流场动力学信息与沉降特性,并讨论了不同低温工质、不同粒径(0.02~0.5 mm)、不同固相体积分数(10%~50%)以及不同漏热率(50~200 W/m^(2))工况对浆体低温推进剂沉积和流场特性的影响。结果表明:固氧颗粒在液氧内沉降较为微弱,但固氮和固氢颗粒明显沉降,实际应用时需考虑防沉降措施;在固相粒径较小、固相初始含量较少、壁面漏热更少的情况下,浆态低温推进剂的沉积量更少;固液密度比较大的浆状流体沉降速率更快,以0.5 mm的粒径为例,浆氮、浆氢相界面的下移速率分别为15.62及12.58 mm/s,而浆氧的相界面下移速率仅为0.12 mm/s;此外,在特定条件下贮箱中存在方向相反的双涡旋。研究结果揭示了浆态低温推进剂在存储过程中的物理规律,可为浆态流体的高效储存和应用提供参考。

荷兰斜纹筛网有效孔隙直径的数值分析与模型构建

泡破压力是表征筛网通道式液体获取装置气液分离性能的关键指标之一,而筛网有效孔隙直径是准确预测泡破压力的核心参数。面对现有研究仍主要基于实验测量方法获得有效孔隙直径的局限性,通过构建荷兰斜纹型筛网(Dutch twill weave,DTW)真实结构的三维几何模型,获得了筛网内部孔隙流域的结构变化特征。基于表面张力模型与压力边界设置开展了特征喉部截面泡破压力数值仿真,提出了基于筛网几何结构参数的有效孔隙直径计算模型。结果表明:决定DTW泡破压力的特征喉部截面位于z=±(r w+r s)附近,具有近四边形的封闭边界。针对特征喉部截面,通过泡破压力数值仿真反推获得的有效孔隙直径与文献实验数据相对误差小于6,所提出的有效孔隙直径模型预测结果与文献实验数据同样吻合良好,平均误差不超过10,均能够实现不依赖于实验测量的筛网有效孔隙直径准确预测,可为筛网泡破压力性能分析及液体获取装置设计优化提供重要支撑。

煤基/石油基火箭煤油高参数黏温特性与组分特性研究

为探究温度变化及组分变化对液体火箭推进剂黏度的影响规律,以煤基/石油基火箭煤油两种燃料为研究对象,获取两种燃料宽广温度和压力范围内的黏度数据,构建两种燃料“黏度-温度-压力”数学模型,大多数模型偏差都在5%的实验扩展不确定度范围内,能够精确预测燃料黏度随温度及压力的变化。黏温系数及等压黏度变化率的大小可反映不同燃料的黏温特性,对比结果表明,煤基煤油和石油基煤油的黏温系数和等压黏度变化率的绝对值相近,受温度影响程度几乎相同。根据运动黏度梯度,提供两种火箭煤油雾化燃烧效果最佳的临界预热温度。以灰色关联理论方法分析火箭煤油五组分烃类物质与黏度及黏度变化率的相关性,研究影响火箭煤油黏度的敏感组分因素。结果表明:单环烷烃对低温火箭煤油黏度指标影响最大,双环烷烃对高温火箭煤油黏度指标影响最大。

内角钝度对微重力下液体推进剂毛细流动特性的影响

表面张力驱动下的内角流动理论为空间液体管理装置的设计提供重要支撑,其动态流动过程中的液体流量、流速、液面位置等参数是决定液体管理性能的关键因素.在实际应用中,受到加工条件的限制或为了提高机械承载能力,内角尖端通常存在一定的钝度.采用理论分析与实验验证相结合的方法,定量分析了钝度对内角流动特性的影响规律.结果表明,在钝度一定的条件下,液面运动距离与时间的1/2次方始终保持近似正比关系,且钝度越大毛细流动的速度越低.通过基于磁补偿原理的微重力模拟流动实验,初步验证理论模型的正确性.并将理论模型应用于以液氢和液氧为代表的低温推进剂的表面张力输运过程,发现不同条件下的流量变化规律,为低温推进剂表面张力式液体管理装置的设计提供重要基础数据.

新型HAN基液体推进剂EMP⁃01液滴电点火特性

为探究新型硝酸羟胺(HAN)基液体推进剂EMP‑01液滴点火特性,搭建了通过将液滴静置在半球形凹槽内并插入电极的液滴电点火实验平台,在液滴直径6.5 mm、电极间距0.5 mm、电压加载速率为86.31 V∙s-1的工况下,研究了EMP‑01液滴的电点火燃烧特性,确定了着火延迟时间;同时,不改变液滴直径以及电极间距,研究了电压加载速率为34.20~246.37 V∙s^(-1)时液滴着火延迟时间与燃烧过程的变化规律。结果表明,电点火燃烧中,EMP‑01液滴分依次经历为加热、热分解、燃烧3个阶段,并且在热分解阶段会产生周期性的膨胀收缩。电压加载速率为34.20 V∙s^(-1)时,EMP‑01液滴无法成功点火;电压加载速率为49.49~246.37 V∙s^(-1)时,随着电压加载速率增加,EMP‑01液滴着火延迟时间不断减小,且减小速率逐渐变缓。

典型航空煤油的模型燃料及其骨架反应机理构建

针对航空煤油低温简化机理极其缺乏的问题,选取正十二烷、2,5-二甲基己烷和甲苯作为基础燃料,分别为S-8,Jet-A和RP-3航空煤油构建模型燃料,并利用官能团匹配方法确定基础燃料配比。针对传统解耦法采用C0-C3机理造成精度不高的问题,采用C0-C4机理耦合基础组分Cn-C5骨架子机理,然后利用实验数据优化Cn-C5骨架子机理的反应速率常数。通过机理简化方法,得到包含122个组分,725个反应的骨架机理,并对各组分机理进行了验证。最后,对构建航空煤油模型燃料的着火延迟时间、组分浓度演变数据和层流火焰速度进行了验证,结果表明所构建模型具有简洁和精准的优点,为高精度的燃烧反应流数值模拟研究奠定了基础。

低温推进剂致密化技术的发展综述

采用深度过冷等方式对低温推进剂进行致密化,可显著改善其热力学性能,包括密度提升、气液饱和压力降低和显冷量增加等,对减小箭体尺寸和增强低温推进剂应用便利性具有重要促进作用。选取液态甲烷、液氧和液氢3种典型低温推进剂作为研究对象,首先对深度过冷前后的低温推进剂物性参数进行对比,深入了解致密化产生的有益效果;随后,广泛综述低温推进剂致密化的国内外发展和应用现状,对其技术特征进行归纳和总结;最后,提出适合我国国情的低温推进剂致密化发展建议,包括开展低温推进剂组合同步致密化、研发高性能真空压缩机以及设计新型加注流程等,以期为我国低温推进剂致密化技术未来发展提供理论参考。

低温贮箱大热流下两相流态可视化试验

为研究大热流下低温推进剂贮箱箱内流体温度分层与沸腾气泡特征,以液氮为试验流体,搭建了低温贮箱变热流可视化相态观测平台,通过改变吹风温度与吹风速度,实现了1~16 kW·m-2热流边界调节,与火箭升空过程中承受气动热流冲击基本一致。试验结果表明:低温贮箱壁面受大热流作用,并不一定产生沸腾气泡;当壁面热流密度小于2 kW·m-2,直至液体主体过冷度降至1 K时,近壁区才有气泡产生;壁面热流密度达到16 kW·m-2以上后,即使液体主体区过冷度超过10 K,近壁区也可能产生沸腾气泡;当液体主体存在较大过冷度时,火箭升空过程的气动加热仅会造成近壁区出现气泡;在对低温贮箱增压时,提高增压气体注入速率,加快增压进程有利于延缓近壁区液体温升与沸腾发生。此外,建立了一种预测沸腾气泡发生边界的经验模型,可对裸壁贮箱在大热流下是否发生推进剂沸腾提供初步预测,从而为火箭贮箱绝热方案设计提供支撑。

微重力下低温流体动态毛细爬升的数值模拟

针对航天器贮箱内液体推进剂的毛细输运过程,对单个毛细管内的液面爬升过程进行模拟,采用相场法追踪气液相界面,建立了毛细爬升的二维轴对称模型。将模拟结果与根据Jurin定律以及Lucas-Washburn模型计算得到的结果进行对比验证,并研究了不同重力及低温工质情况下的毛细爬升高度和速度。结果表明:在有效重力较小的情况下,毛细爬升过程可分为3个阶段;在有效重力较大的情况下,由于爬升过程中液体自身重力不可忽略,毛细爬升过程可分为4个阶段。有效重力越大,液体爬升高度和速度越小。初始阶段表面张力越大的低温流体,其爬升高度和速度越大;在后续爬升过程中,由于黏性力的作用,液氢的毛细爬升速度先后依次超过水、液氮和液氧的毛细爬升速度。

新一代运载火箭航天煤油颗粒污染物快速检测方法研究

针对传统重量法已不能满足中国新一代运载火箭高密度发射对快速全面检测航天煤油中固体颗粒污染物需求的问题,将基于能谱分析-形貌特征的辨识技术应用于航天煤油中固体颗粒污染物的检测。首先,通过扫描电镜和能谱分析对航天煤油中固体颗粒污染物的形貌及组成进行分析,直观给出航天煤油在各个环节受污染的情况;然后,采用统计学的方法依据固体颗粒污染物的形貌特征对其进行分类,建立预估重量模型;最后,对发射场某批次航天煤油中的固体颗粒污染物进行测定。结果表明,此方法能够直接给出煤油中固体颗粒污染物的组成、尺寸和分布,依据形貌特征与其尺寸、组成之间关联性所建立的重量预估模型能够准确计算出固体颗粒污染物的质量浓度。

低温推进剂长期在轨压力管理技术研究进展

从被动防隔热技术、混合控压技术、TVS排气技术、主动制冷技术等四个方面对国外低温推进剂蒸发量控制方面的研究状况进行了分类和总结。调研结果表明:(1)采用MLI材料对贮箱进行绝热处理,可将蒸发损失率降低至1.0%/天,当采用VDMLI时,可进一步降低推进剂蒸发量损失;(2)增大喷射器喷射流体速度可有效破坏箱内热分层实现控压目的;(3)很小的过冷度就可以保证低温推进剂较长时间在轨无损储存;(4)喷雾棒型热力学排气系统比传统热力学排气系统能够更有效地实现低温贮箱的压力控制。本文工作可为我国深空探测低温推进剂管理提供技术参考。

超声速燃烧室等离子体点火实验研究

针对超燃冲压发动机在较低飞行M数(M0≤4)下的起动点火问题,利用氢氧燃烧加热脉冲风洞,在超声速燃烧室进口M数M=2、总温T0=960K条件下,分别采用等离子体点火器+先锋氢燃料和大功率等离子体点火器,探索了在超声速燃烧室中,实现煤油点火和稳定燃烧的方法。采用等离子体点火、凹槽火焰稳定器和从壁面喷射燃料方式,实现了煤油的可靠点火和稳定燃烧。研究表明,在燃烧室进口M=2、总温T0=960K时,采用大功率等离子体点火器,不需要先锋燃料,可以直接点燃煤油。

吸热型碳氢燃料的量热研究

对不同结构组成的吸热型碳氢燃料在不同工作温度下的热沉进行了测定和研究，并在此基础上，研制开发了一种性能较好的ＮＪ－１５０碳氢燃料，并测定了其有关的理化性质和热沉，实验结果表明ＮＪ－１５０是一种很有发展前途的吸热型碳氢燃料。

TNT、PBX和Hexel空中爆炸冲击波参数的实验研究

利用空中爆炸测试系统,对相同质量不同密度不同装药的TNT、PBX和Hexel进行了空中爆炸参数测试。比较了3种炸药在相同测点处的冲击波峰值超压和冲量的大小。研究了冲击波峰值超压和冲量与比例距离的关系。结果显示,TNT的冲击波峰值超压和冲量明显低于PBX和Hexel;在比例距离(1.8～4.9)m/kg1/3范围内,Hexel的冲击波峰值超压和冲量高于PBX。当比例距离为6.1m/kg1/3时,Hexel的冲击波峰值超压和冲量与PBX相当。

过冷低温推进剂的性能优势及其应用前景

针对处于沸点温度以下过冷低温推进剂的特点,以热力学原理分析了过冷低温推进剂的性能优势及其获取方式,其热力学性能相对于饱和状态会有显著改善,如提高密度、降低气化压力和增加单位体积显冷量。在介绍了国外过冷低温推进剂研究与应用的基础上,讨论了我国的研究现状和应用前景。理论分析和初步地面试验结果表明,过冷低温推进剂作为航天燃料应用于航天运载工具之中优势明显,可显著增加有效载荷,降低发射成本,延长深空探测任务时间,但对于实际应用中可能遇到的技术难题,应作进一步的深入研究。文中的研究结果对未来中国开展过冷低温推进剂的研究和应用具有一定的借鉴和参考意义。

超临界压力下湍流区碳氢燃料传热研究

碳氢燃料的传热特性对于再生冷却超燃发动机的传热设计至关重要。采用电热管开展了正十烷的传热特性实验,燃料压力约4.0MPa。利用一维流动的质量和能量守恒关系,对管道内燃料的传热进行了分析。采用多元线性回归的方法获得了正十烷在湍流区的传热关联式,通过外壁温的计算与测量的对比,验证了实验获得的湍流传热关联式的适用性。

吸热型碳氢燃料催化脱氢的研究述评

概述了吸热型碳氢燃料的性能特点和开发应用前景，介绍了其催化脱氢方法，指出了今后的研究方向。

铝粉含量对梯铝炸药爆压和冲击波参数的影响

测试了以TNT为基不同含量含铝炸药的爆压和空中爆炸冲击波参数,通过分析铝粉对炸药爆压、空中爆炸参数和爆炸冲击波超压的影响,建立了爆压与铝氧比的关系曲线、5种TNT基含铝炸药的冲击波相似律方程和TNT/Al炸药的爆压与空中爆炸冲击波超压的关系式。结果表明,随着铝粉含量的增加,炸药的爆压呈指数衰减,近距离的冲击波超压也快速减小,但爆炸场温度和爆炸火球的直径及持续时间会增大。

低温推进剂蒸发量控制试验研究进展与展望

通过对美国马歇尔空间飞行中心(MSFC)及其合作单位在1990—2012年间所做有关低温推进剂蒸发量控制方面的试验进行回顾,分别从被动防绝热材料绝热性能测试、喷雾棒型热力学排气系统(TVS)控压试验、采用制冷机的主动冷却控压技术以及其它有关蒸发量控制技术方面对美国20年间所做试验研究进行了分析与总结,对美国未来空间探测低温流体管理计划进行了展望。

大庆RP-3航空煤油热物性分析

针对广泛应用于超燃冲压发动机的吸热碳氢燃料,简要介绍了用于模拟燃料热物理特性的替代燃料方法和广义对应状态法则。以大庆RP-3航空煤油为例,选择了一个由49%(摩尔比)正十烷,44%1,3,5-三甲基环己烷以及7%正丙基苯组成的替代煤油用来模拟RP-3航空煤油进行热物理特性研究,并采用广义对应状态法则对替代煤油热力学和输运特性进行了数值研究。在此基础上,提出了预测超临界态流体通过音速喷管流量的新方法并得到了实验验证。