用于INMARSAT-2卫星的MBB10N推力器双组元推进剂的排气羽流测定

利用CONTAMⅢFMPLIMP计算机软件对INMARSAT-2卫星的MBB10N推力器羽流场产生的羽流碰撞和热效应进行了理论研究，又用试验方法为理论分析提供了可信度保证。试验是用一个新的双组元MBB10N推力器在汉堡（HAMBURG）航空航天试验舱中进行的。用不同的试验底片和羽流防护板对热传导率和力效应进行测试。利用CONTAMⅢ计算机程序将试验结果与理论分析得到的结果进行比较，得出了理论分析与试验分析均是可信的结论。

双组元推进剂推进特性和推进剂剩余量的预测——分析模型与INSAT-1B飞行数据的比较

INSAT-1B通信和气象卫星是1983年8月31日由挑战者号航天飞机发射的。该卫星在轨道上成功地运行了5年零10个月以上。它提供了极其有价值的飞行数据,描述出一个双组元推进剂分系统在转移轨道和在地球同步轨道上运行的特性。已研制并校准了分析模型,以便确定490N远地点推力器和22N姿态和轨道控制推力器的特性,确定羽流撞击对推力器速度增量降低的影响和确定推进剂剩余量。已证明这些经飞行证明的分析模型具有高精度预测和模拟飞行特性的能力。将简要描述统一双组元推进分系统和飞行数据。通过比较飞行数据与飞行模型来说明公系统特性。

考虑混合比偏差的大型双组元推进系统推进剂不可用量控制研究

针对大型航天器由于混合比偏差造成双组元推进系统的部分推进剂不可用的问题,提出了一种降低混合比偏差导致的推进剂不可用量的方法。通过增加一定量燃料使密度较大的氧化剂优先消耗完,从而降低该部分推进剂不可用量。基于该优化方法推导了最优燃料补加量和对应推进剂不可用量的理论公式,通过与优化前推进剂不可用量进行对比,证明了优化方法的有效性。

缩短叠氮胺燃料作为双组元推进剂点火延迟的研究进展

叠氮胺类燃料由于性能优越且低毒环保,被认为可替代肼类燃料用作双组元推进剂。针对如何提高经典叠氮胺燃料N,N-二甲基-2-叠氮乙胺(DMAZ)的点火性能进行分析,并介绍了几种缩短其点火延迟的方法,主要有添加剂复配法、结构改变法、催化剂法等。

新型绿色液体推进剂研究进展

对近年来国内外出现的新型绿色(无毒、对环境友好)液体推进剂进行了评述。硝酸羟铵基单组元推进剂具有冰点低、密度比冲高、安全无毒的特点,适用于小卫星和上面级,催化分解技术还有待深入研究;二硝酰胺铵基单组元推进剂比冲高于硝酸羟胺基单元推进剂,发动机脉冲工作能力可与无水肼发动机相媲美,但目前发动机预热温度和燃烧室温度都过高;高浓度过氧化氢/醇基推进剂比冲为常规推进剂比冲的93%,密度比冲为102%;过氧化氢/叠氮胺类不但密度比冲高,而且可实现自燃;一氧化二氮基双组元推进剂在微推进系统中有广泛的应用前景;原子推进剂以其优良的比冲性能将给航天运载器带来革命性的飞跃,但对低温技术提出了挑战。

燃烧条件下自燃推进剂的雾场及火焰实验研究

为研究双组元自燃推进剂喷雾燃烧的特点,在单互击式喷嘴矩形燃烧室内开展了一甲基肼/四氧化二氮(MMH/NTO)推进剂喷雾燃烧过程可视化实验,采用高速相机直接拍摄并获得了MMH/NTO的火焰自然发光图像,采用高速相机及光源后置消光法拍摄并获得了燃烧条件下MMH/NTO撞击后的雾场图像。通过实验得到了以下结论:燃烧条件下,MMH/NTO液相主要集中在喷注面附近的喷射雾化区,其面积随燃料射流速度增大而增大;MMH/NTO着火点距离喷注面距离及着火过程的火焰传播速度随推进剂喷射速度增加而增大;按自然发光亮度划分,MMH/NTO火焰分为外层火焰、内层火焰及焰心,焰心亮度最高,其面积随燃料喷射速度增加先减小后增大;MMH/NTO反应长度及火焰张角随燃料喷射速度增加而增大,与喷射雾化区随燃料喷射速度的变化趋势一致。

推进剂利用系统在国外型号上的应用

对双组元推进剂运载工具来说,为了最大限度地利用推进剂的能量,增加有效载荷的能力,人们希望在飞行主动段终了时,尽量减少推进剂的剩余量,常常采用推进剂利用系统。这对运载工具上面级来说,更为重要。所谓推进剂利用系统,就是在飞行主动段中,通过改变混合比的方式。

卫星反作用控制推进系统推进剂的发展

卫星反作用控制推进系统的作用是调整卫星的最初轨道参数,控制卫星的轨道速度及轨道倾角和卫星在静止轨道上的工作姿态。这种推进系统的总冲量和工作期限还能决定卫星的有效载荷、通信容量和运行寿命。

氧化亚氮推进技术研究进展

随着环境保护的加强,人们越来越希望找到一种绿色推进剂来代替现有的肼类有毒推进剂。氧化亚氮作为一种绿色推进剂,无毒性,地面实验操作处理方便,不需要繁琐昂贵的防护;常温贮存性,贮箱几乎不需要主动热控制;饱和压力高,可采用自增压方式供应推进剂;绝热分解温度较高,可作为单组元和双组元发动机的推进剂。分析了氧化亚氮作为推进剂的性能及其主要应用领域,着重研究其在液体火箭发动机的应用。通过对氧化亚氮自增压供应系统,单组元推进的催化分解系统,克服催化床限制的氧化亚氮与燃料混合的NOFBX^(TM)技术,以及氧化亚氮作为氧化剂的双组元推进系统的国内外研究进展进行综述,指出当前研究工作中存在的问题,以期为该方面的进一步研究提供一定的参考。

双组元姿控发动机喷管化学反应流场数值模拟

本文对混合比为 0 9、 1 0、 1 1三种状态下工作的双组元自燃推进剂 (肼 /四氧化二氮 )姿控发动机喷管内化学反应流动进行了数值模拟。数值模拟时采用了弱耦合点隐式方法的数值方法及肼 /四氧化二氮的十二组分、十三个基元反应的有限速率化学反应模型。得到了三种混合比下反应流及混合比为 1 0时冻结流发动机的推力和比推力、喷管中的流动参数及各组分的质量分数。分析表明 ,数值模拟的结果与理论分析一致 ,结果可靠。

近空间飞行器推进系统研究

根据给定的飞行参数指标,建立了近空间飞行器的设计仿真模型和弹道模型。以余氧系数为变量参数,对其使用的双组元液体推进剂进行了分析和选择,并对泵压式和挤压式两种推进系统方案进行了比较研究。研究结果表明,选择过氧化氢/煤油作为组合推进剂比较合理,泵压式推进系统方案要优于挤压式推进系统方案。研究结果可为其它同类近空间飞行器的推进系统研究提供借鉴和依据。

双组元变推力火箭发动机喷注器改进设计

液体双组元变推力火箭发动机单针阀喷注器,具有快速响应等明显优势,但同时存在组元比偏差过大和关机不可靠两个固有缺点.本文在分析研究其流量特性的基础上,对单针阀喷注器进行了改进设计,提出了双针阀方案,克服了上述两个缺点.

凝胶推进剂研究进展

综述了凝胶推进剂在国内外的研究进展,主要包括凝胶推进剂的分类、组成、性能研究及发展现状等。指出这类推进剂综合了固体推进剂发动机结构简单及液体推进剂发动机推力易控制的双重优点,因此具有良好的应用前景。

利用热管冷却火箭

在卫星的姿态和机动推进器周围设置热管,可以取代浪费燃料的液膜冷却,从而提高效率8％。进行液膜冷却时,沿燃烧室壁流下的燃料多达35％,这与活塞式发动机内进行富油燃烧以避免阀门烧毁的情况类似。

朝鲜火箭的燃料选择

韩国打捞朝鲜火箭残骸的意义2012年12月12日,朝鲜火箭发射时,韩国的"宙斯盾"舰"世宗大王"号跟踪到了一级火箭助推器的坠落过程,记录了多个残骸坠落位置。当日上午该舰在边山半岛西侧160千米处发现漂浮的朝鲜火箭残骸,该残骸很快沉入海底。韩国海军派出1艘深潜救生艇"清海镇号"实施打捞。深海潜水员在海底80米处花费8个半小时,次日凌晨打捞出火箭残骸。残骸长7.6米,直径2.4米。