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。

碳氢燃料超燃冲压发动机点火技术试验

在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着火和持续稳定燃烧,煤油当量比范围约为0 87～1 72。在氢气引导火焰点火方式中,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。通过氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明在相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机工况基本与点火方式无关。

低聚噻吩衍生物的合成及液晶性能

设计合成了一系列新型低聚噻吩衍生物N ,N’ 双烷烃基 5 ,5” 二溴基 2 ,2’ :5’ ,2” 三噻吩 4 ,4” 二酰胺 (DNCnDBr3T ,n=5 ,8,1 6 ,1 8) .示差扫描量热法测定及偏光光学显微镜观察的结果显示 ,DNC18DBr3T、DNC16 DBr3T、DNC8DBr3T具有近晶A相液晶性质 .研究结果表明 ,烷基链的长度以及分子间氢键对于液晶的形成起着重要作用 .另外 ,还考察了DNCnDBr3T(n =8,1 6 ,1 8)的光。

爆震波点火技术基本特性实验

为了研究爆震波点火技术的基本特性,组建了氢氧爆震波点火实验系统,氢氧压力0.1～0.5MPa(表压),混合比1.6～9.4,常温条件下,得到了爆震波在管路中的传播特性以及爆震波点火的单管重复性能实验数据.结果表明:爆震波点火技术可以在较低的供气压力下获得高温(＞1300℃)高压(＞1MPa)爆震产物,爆震波点火传播速度可达3000m/s,并且具备良好的重复性能,多次点火重复性时间误差小于0.3ms.

液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究

对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.

高能液体推进剂研究现状和应用前景

高能液体推进剂的发展有四个方面:金属化凝胶推进剂、高密度吸热型碳氢燃料推进剂、纳米材料液体推进剂、添加含能材料的液体推进剂。本文围绕高能液体推进剂的发展方向,综合论述了国内外的研究现状和应用前景分析,并提出了我国技术发展的初步思路。

美国凝胶液氢(胶氢)的研究

简要介绍了胶氢推进剂的概念、优点、用途等 ,对美国胶氢推进剂研究的发展历程、技术进展、应用状况和胶氢合成的技术途径进行了评述 。

液氢/固氢混合物(氢浆)制备可视化试验研究

针对氢浆混合物中颗粒均匀制备技术,提出了微正压常温氢气直接液化和抽空减压降温的冷却方案,研制了集氢气液化、液氢转注、氢浆制备、氢浆可视化、氢浆含固量测量等为一体的一套综合性氢浆制备可视化试验平台。通过该试验平台,国内首次成功制备出了氢浆产品,充分表明氢浆制备可视化试验测试平台的方案设计是可行且有效的。通过可视化手段,清晰地观测到了液氢变为固氢、再由固氢转变为氢浆的演化过程,最终形成微小固体颗粒在液氢内悬浮的固液混合物状态,对氢浆的研究有了一定的认识。该氢浆试验平台研制可为低温推进剂的致密化研究提供技术支持,对氢浆作为推进燃料发展具有一定的推动和促进意义。

离子液体中Ni/SiO_2催化剂的制备与性能

以咪唑类离子液体为溶剂,正硅酸乙酯和硝酸镍为原料,采用溶胶-凝胶法制备出一系列Ni/SiO2催化剂,利用X射线衍射仪、扫描电子显微镜、X射线能量散射仪对Ni/SiO2催化剂进行了表征。以肉桂醛选择性加氢合成苯丙醛为模型反应,考察了离子液体的结构对Ni/SiO2催化剂性能的影响,并对肉桂醛加氢反应条件进行了优化。实验结果表明,以1-甲基-3-(2-羟基乙基)-咪唑四氟化硼离子液体为溶剂制备的Ni/SiO2催化剂对肉桂醛加氢反应的催化性能最好,在催化剂用量(占肉桂醛投料量的质量分数)10%、氢气压力2MPa、反应温度373K时、反应时间2h的条件下,肉桂醛转化率和苯丙醛选择性分别达97.6%和98.8%。

泵压式氢/氧液体火箭发动机质量分析

在文献资料研究的基础上,根据泵压式氢/氧液体火箭发动机的实际特点,考虑发动机性能参数及结构尺寸等影响因素,利用理论推导、统计学及面密度等方法建立发动机质量模型。通过对SSME、RD-0120等8台氢/氧发动机质量的计算,验证了质量模型的合理性。为发动机在系统方案论证时,其质量、性能等参数的估算和优化奠定了基础。

运载火箭液氢液氧低温推进剂加注技术

介绍了运载火箭低温推进剂加注系统的特点，对加注技术中的主要问题作了回顾与评述，这些问题是：液氢系统的气体置换、预冷过程及控制、加注流量调节、加注过程中的两相流、加注过程中推进剂的温升和过冷推进剂、射前补加及控制。

液体火箭发动机氢涡轮泵转子动力学特性研究

以运行在二阶临界转速以上的某低温氢涡轮泵柔性转子为研究对象,基于有限元法,通过建立的转子系统的动力学模型,对结构过盈配合与压紧力矩两个因素对轴系刚度的影响进行仿真研究,给出轴系弹性模量的等效方法,计算出转子系统临界转速,最终通过试验验证了该方法的有效性及实用性,所研究内容为涡轮泵转子系统的动力学特性研究及结构优化设计提供依据。

失重条件下低温推进剂排放计算

针对CZ 3A系列运载火箭三子级低温贮箱内剩余推进剂排放问题 ,分别对排放过程中液氢和液氧低温推进剂沿 2种不同排放管的流动进行了一维数值计算和分析 .计算中认为在排放时沿管路压强降低 ,从而引起液体推进剂气化 ,并在管路的某个位置出现气固两相或者全部气化 ,在计算中 ,根据不同位置时推进剂的不同状态 ,分别采用液相、气液两相、气固两相及气相的物理数学模型和控制方程 .计算得出了排放的出口参数及排放性能 ,认为液氢从通道 1排放比较好 ,液氧从通道2排放比较好 .

胶体推进剂的研究与应用

胶体推进剂兼具液体推进剂和固体推进剂的优点 ,因而近半个世纪以来国内外都在努力研制这种新概念推进剂 ,并由此发展先进的胶体推进技术 ,即“灵巧”推进技术。美国已成功地进行了胶体推进技术的地面试验和飞行试验。从理论上说 ,任何液体推进剂都可以制成胶体推进剂。因此 ,胶体推进剂既可以用于单组元推进系统 ,也可以用于双组元推进系统 ;既可以用于运载火箭 ,也可以用于武器系统。本文论述胶体推进剂和胶体推进技术的发展趋势和研究目标 ,简要介绍国内研究概况 。

三组元液体火箭发动机系统方案设计与比较

通过对发动机组件进行参数化设计和分析,利用系统平衡条件,设计出不同方案下的三组元液体火箭发动机。结果表明:当室压低于12 7MPa时,应当采用氢氧富燃燃气发生器循环;高于该值时,应采用分级燃烧循环,为进一步研制三组元液体火箭发动机原理样机奠定了基础。

氢氧推进剂在轨加注若干关键问题研究进展

为了实现深空探测和大型空间站的建设,有必要对氢氧推进剂的在轨加注技术进行研究。通过文献调研和对比,重点分析氢氧推进剂在轨加注遇到的若干热力学和流体力学问题。首先介绍了可以用于氢氧贮箱蒸发量控制的被动热防护技术,目的是实现推进剂的长期在轨贮存。其次,对9种常用的常规推进剂在轨测量技术进行比较,得出适用于氢氧贮箱内剩余推进剂的测量方法。最后,针对在轨低温推进剂的气液分离问题,分析了正推法和表面张力贮箱在氢氧贮箱气液分离中的适用性。通过对氢氧推进剂在轨加注关键问题的调研和论证,为我国氢氧推进剂在空间环境下的长期在轨使用和再加注提供技术参考。

氢氧发动机实现单级入轨的优化分析

根据现有材料和技术 ,分析了给定任务下氢氧发动机实现单级入轨的最小起飞质量。由单级入轨弹道、运载器质量和氢氧发动机性能计算模型 ,优化得到为实现单级入轨的氢氧发动机基本参数。最后还提出一种渐变式氢氧发动机 ,用该发动机实现单级入轨 ,能使起飞质量降低 16 .7%。

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。

RBCC组合动力用液体推进剂研究进展

结合RBCC组合动力的发展需求,从性能、使用情况等方面探讨近年来组合动力吸气式模态用燃料和火箭模态用推进剂的研究进展,包括吸热型碳氢燃料、高密度吸热碳氢燃料、四氧化二氮/绿色自燃燃料和过氧化氢/碳氢燃料等。为满足RBCC系统对推进剂的长贮需求,RBCC吸气式模态宜发展兼顾高密度和高吸热能力的碳氢燃料;火箭模态需发展能够与四氧化二氮迅速自燃,且能量不低于现有肼类燃料的新型绿色燃料;过氧化氢/碳氢燃料需重点解决过氧化氢使用安全性和长贮稳定性问题,并形成可靠的安全应用方案。针对RBCC动力系统提出的可长期贮存、免维护等要求,现有推进剂方案还需要在性能提升、工程适用性、系统匹配性等方面继续开展关键技术攻关。

V锥流量计火箭发动机液氢液氧推进剂测量性能

为探究火箭发动机液氢液氧低温推进剂流量测量新方法,通过数值模拟研究了V锥流量计低温流体的测量性能。湍流模型采用Realizableκ-ε模型,空化模型为Schnerr-Sauer模型,并通过自行编写UDF程序,在能量方程中考虑汽化潜热等热力学效应的影响。获得了V锥流量计流出系数和压力损失系数的变化规律,并分析了V锥流量计的测量误差。研究结果表明,存在一个雷诺数"稳定区",该区域内流出系数和压力损失系数基本为常数,液氢液氧和常温水对应的平均流出系数基本相等,且稳定区雷诺数下限值也基本相同;不同流体稳定区的平均流出系数对应的雷诺数范围差别较大,低温流体尤其是液氢的雷诺数上限值明显高于常温水。此外,空化较轻时,对流出系数和压力损失系数影响较小,当空化区域对锥尾低压口附近的压力分布产生较大影响时,则会导致流出系数迅速下降和压力损失系数增大。在稳定区对应的雷诺数范围内,液氢、液氧和水的质量流量均具有较高的测量精度,其相对误差在±0.5%之内,尤其对于液氢和液氧,其在很宽的测量范围内也可以保持较高的测量精度,空化的产生亦对V锥流量计测量精度影响较小。