面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展

吸热型碳氢燃料在解决飞行器热管理问题中展现出巨大的应用潜力,但其在高温裂解过程中不可避免地会产生结焦,需要通过改变燃料组成、使用添加剂或处理冷却通道等结焦抑制技术来减少结焦。本文着重综述不同结构、材料组成和表面处理的冷却通道对抑制碳氢燃料结焦的作用,主要体现在:优化冷却通道结构,改善燃料流动状态,可以提高传热效率,减少结焦;调控基底材料组成,降低催化生焦活性,有利于结焦抑制;通过机械抛光、涂层和预氧化等表面处理方法,覆盖金属表面催化活性位点,降低焦炭前驱体与催化位点接触概率,达到抑制催化结焦的目的。同时,给出了优化结构设计、开发新型材料以及联用多种表面改性技术等方向的建议,期望为吸热型碳氢燃料的工程应用提供一定参考。

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。

轻质烷烃混合流体固液平衡状态预测与致密化规律

对比分析了多种轻质烷烃类混合流体凝固温度预测模型,发现正规溶液模型具有较高精度。采用该模型分别针对甲烷-乙烷、甲烷-丙烷二元混合流体的凝固温度及密度提升率开展了仿真分析。结果表明,对甲烷-乙烷体系,当甲烷摩尔含量为0.72时,体系达到最低凝固点,温度约72.90 K,相较于三相点纯甲烷,密度提升率为21.62%;对甲烷-丙烷体系,最低凝固温度存在于甲烷含量为0.66时,凝固温度为71.55 K,密度提升率34.48%。采用理想溶液模型预估了甲烷-乙烷-丙烷三元体系的混合特征。结果发现,当混合比为0.63∶0.17∶0.20时,凝固温度降至63.11 K,甲烷推进剂过冷潜能进一步提高。提供了3种混合流体相图,为液甲烷推进剂过冷制备、深度致密化提供了理论支撑。

NTO/UDMH燃烧机理构建与着火特性分析

为提高自燃推进剂液体火箭发动机燃烧流场的CFD数值计算精度,基于分级法思想构建了63组分357基元反应的四氧化二氮(NTO)/偏二甲肼(UDMH)详细燃烧机理。分别采用单一简化方法与综合多种简化方法对详细机理进行简化,得到与详细机理吻合较好的35组分149基元反应和23组分19基元反应。在此基础上,研究了不同压力、温度与氧燃比对详细机理与简化机理着火特性的影响规律:增大初始压力整体会增加系统平衡温度与着火延迟时间,初始压力越大,系统平衡温度增加越慢,从1035~1320 K/MPa减小至170~320 K/MPa;初始温度的升高会增加系统平衡温度但缩短了着火延迟时间,初始温度增加1 K,系统平衡温度约增大3 K;增大氧燃比会降低系统平衡温度、增大着火延迟时间,氧燃比越大,着火延迟时间增加越多。获得的规律为NTO/UDMH反应动力学研究提供了重要的参考依据与理论基础,构建得到的详细及简化机理有助于建立更加准确的发动机燃烧流场仿真模型。

液氢固空生长数值模拟及可视化实验

固空已成为制约液氢推进剂大规模安全应用的关键因素之一,但目前对于固空特性的了解仍有待深入。采用数值模拟和低温可视化实验来探究液氢固空的氧氮分布规律和生长特性。结果表明,相场模型可以准确模拟纯扩散和强制对流工况下的固空生长及二次分枝过程。多晶核竞争生长时,固空会相互融合形成多晶共生体,二次枝晶还会增加融合点数量,而强制对流增加了液氢固空的危险性,富氧含量最高可达到53.3%。低温可视化实验装置能够有效观测液氢固空的全周期生长过程,当模拟气中的氧浓度为15%时,固空中的氧相对浓度可达到33.8%,证明了固空的氧富集特性。研究结果可为液氢推进剂安全使用体系的构建提供支撑。

低温推进剂管网系统中盲支管充填过程压力演化的模拟与水击特性研究

低温推进剂管路充填过程可能发生剧烈的水击破坏,其形成机制、演化规律与常温水击差异显著。建立了低温液体充填常温管路压力演化的数值仿真模型,可实现大温差传热、气液掺混、流体相变等耦合计算,得到低温充填水击两相流态分布、热质转化与管内瞬变压力,探明了低温充填水击压力峰值的形成机制。低温充填水击时存在气相压缩、冷凝水击、振荡衰减及稳定蒸发等四个阶段,导致低温充填水击压力峰值有两个因素:液体惯性截止的反流作用和气体冷凝的水击作用,其中气体冷凝作用占主导。与常温充填水击相比,低温液体气液相变导致充填管路水击压力更高,压力衰减更快。如果忽略气液相变,管内氮气在液氮惯性冲击下被压缩,液氮动能逐步释放,以较低的加速度(354 m/s^(2))发生液氮冲击盲管末端,冲击压力值较低;如果气体冷凝作用显著,液氮充填过程管内氮气基本液化,失去了对高速液氮流的缓冲,导致液氮发生剧烈的流动截止现象,加速度可达1 102 m/s^(2),冲击压力值增大。当低温液体贮箱压力为0.2 MPa时,低温充填过程盲管末端最高压力值达0.843 MPa。

多层绝热微腔内非稳态放气特性实验研究

为了剖析低温火箭上面级的多层绝热(MLI)内残余气体的非稳态排放机制,设计了一套仿火箭升空/在轨瞬态变化模拟实验台,分析了孔隙群的结构设计、开口布局策略和间隔物的材料等参数对MLI内稀薄气体瞬态释放动态的复杂影响。结果表明:MLI放气的弛豫时间十分缓慢,在仿飞行环境中持续放气超过270小时,最大层间压强依然大于约2 Pa。侧面反映出,MLI存在显著的残余气体寄生漏热问题。随着放气时长的延长,不同间隔物配置的MLI内压强差异逐渐增大。中心圆孔设计的MLI在放气效率上展现出明显优势,相较于偏离中心和边缘打孔的设计。此外,在相同的放气周期内,圆孔和一维缝隙结构的平均压强显著低于锯齿形MLI。

火箭升空大热流下低温贮箱热分层仿真研究

为揭示运载火箭裸壁贮箱内低温推进剂的温度场分布,建立了涵盖流体区与固壁区的耦合仿真模型,实现了地面预增压、升空气动加热、升空增压排液过程的连续预示,对比研究了贮箱侧壁是否绝热对箱内热分层与增压规律的影响。结果表明:预增压阶段的增压效果与箱内气枕区的热力学状态密切相关,延长预增压过程有利于减弱后期压力衰减幅度;裸壁贮箱升空阶段的气动加热会产生强烈的自然对流与热分层,影响液氧温度品质,箱内液氧最高温度可超过93 K;贮箱采用发泡绝热后可显著减弱升空气动热对箱内低温推进剂温度品质的影响。研究工作可为未来火箭低温贮箱的绝热方案设计提供指导。

低温流体流动沸腾失稳预测模型

针对液氮等低温流体在通道内的沸腾两相流动失稳问题,建立了典型液氮沸腾流动失稳的动力学模型,基于非线性稳定性理论,对液氮沸腾流动稳定性进行分析,获得了流动失稳判据。基于失稳判据并结合液氮沸腾的流动特性分析,提出了以无量纲参数表示的流动失稳预测模型。将模型预测结果与文献实验数据对比,在17个工况中,模型成功预测了15个工况的流动稳定性,准确率达88.2%。流动失稳的理论分析结果与实验吻合良好,能够用于液氮沸腾失稳的预测。模型分析结果显示:在液氮的沸腾失稳过程中,加速压降作用非常显著;相同长径比的通道,失稳边界基本重合;提高流体饱和压强有助于抑制流动失稳。

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。

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。

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。

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。

吸热型碳氢燃料用SAPO-34催化剂的合成与性能

采用三乙胺为有机模板剂 ,异丙醇铝为铝源 ,硅酸四乙酯为硅源 ,用水热法合成新型SAPO 34硅磷酸铝分子筛催化剂。通过X射线衍射、扫描电镜、红外光谱等方法对该新型催化剂的结构进行了分析 ,并研究了其热稳定性、表面组成及催化性能。实验结果表明 ,SAPO 34分子筛催化剂有高的不饱和烯烃选择性 ,说明是一类很有发展前景的吸热型碳氢燃料用的催化剂。