含硼富燃料推进剂燃烧热测试装置的改进

参照GJB770A-97燃烧热测试方法,采用GR3500型氧弹式热量计,实验研究了含硼贫氧推进剂燃烧热测试中存在的问题,数值模拟了氧弹中的温度分布。结果表明:含硼贫氧推进剂燃烧热测试必须解决两个主要问题:①含硼贫氧推进剂燃温高,易造成氧弹部件的烧蚀;②含硼富燃料推进剂燃烧热测试过程中,硼等难燃组分存在不完全燃烧现象。给出了解决上述问题的可行方案,实验后,氧弹部件无烧蚀;燃烧产物的分析表明,含硼贫氧推进剂在改进的氧弹式热量计中能得以完全燃烧。测试结果平行误差为1.992%。

硼粉燃烧热的测量

硼因高的体积热值成为首选高能组分添加剂。为了对硼粉的燃烧热进行更准确的测量,使用氧弹式量热仪,采用SQ-2作为助燃剂,通过实验研究了助燃剂质量、形状以及氧弹内氧气压力对硼粉燃烧热测试结果的影响。结合硼的两阶段燃烧模型,指出燃气温度是影响硼粉燃烧效率的关键参数。建立了氧弹内燃气极限温度的理论计算模型,给出计算温度与硼粉燃烧效率之间的关系。结果表明升高极限温度是改善硼粉燃烧热的测量的有效手段。

模拟过载条件下EPDM绝热层烧蚀实验

用一种粒子浓度、速度和角度可调的高过载模拟烧蚀发动机,开展过载条件下粒子冲刷对EPDM绝热层烧蚀特性影响的实验研究。实验结果表明:(1)存在一个临界速度,当冲刷速度低于临界速度时,粒子浓度,速度和角度对炭化烧蚀率影响较小,而当冲刷速度高于临界速度时,炭化烧蚀率随速度的增加而急剧增加,角度影响也较大。(2)弱冲刷条件下的炭化层表面平整,而粒子沉积条件下的炭化层表面附着有很多大粒径的粒子,炭化层结构也更加疏松,而强冲刷条件下,粒子由于速度较高而不易在炭化层表面沉积。(3)当低于临界速度冲刷时,炭化层的孔隙结构分布不均匀,存在致密/疏松分层结构,而高于临界速度冲刷时,炭化层结构则更为致密。(4)通过多元回归得到了炭化烧蚀率与粒子冲刷速度,浓度和角度的经验关系式。

Mg粉/CO2点火燃烧性能实验研究

利用自行设计的点火实验装置对Mg粉/CO2的点火燃烧性能开展了实验研究。通过记录的实验现象验证了Mg粉/CO2组合作为推进剂的可行性的同时,由测量到的不同粒径的Mg粉在CO2中的点火温度,对点火燃烧性能作出详细的分析和评估,得到了中等粒径的Mg粒子在CO2中的点火温度约为960 K,且随着粒径的增大,点火温度会逐渐升高,为粉末火箭发动机的设计提供了参考。

颗粒冲刷条件下三元乙丙绝热材料烧蚀特性实验

为了研究三元乙丙基础配方、抗过载配方、无SiO2配方和无纤维配方等不同配方绝热材料在颗粒冲刷条件下的烧蚀特性和机理,基于高过载地面模拟试验发动机,开展了烧蚀试验研究。分析了实验后绝热材料的表面以及断面形貌特征和宏观烧蚀率结果,探讨了三元乙丙基础配方和抗过载配方绝热材料炭化层中致密结构形成的机理,进行了不同配方材料的烧蚀模式和机理的分析。研究结果表明:相同颗粒冲刷条件下,不同配方三元乙丙材料烧蚀模式和破坏机理不同,烧蚀率从小到大依次为抗过载配方<基础配方<无SiO2配方<无纤维配方;其中基础配方和抗过载配方三元乙丙材料在烧蚀过程中炭化层形成"致密/疏松"结构,表面形成的致密结构可以提高材料的抗烧蚀性能,无SiO2和无纤维三元乙丙材料以基体的粒状和块状剥落破坏为主;不同配方绝热层炭化层的形貌和结构与纤维、SiO2含量以及烧蚀环境密切相关。

助燃条件下硼粉燃烧热测试不确定度分析

为提高硼粉燃烧热值测试的准确性,确定助燃条件下影响硼粉燃烧热值测量不确定度的主要因素,依据硼粉的点火、燃烧特性以及助燃条件下硼粉热值测试原理,采用直接评定法分析了影响硼粉燃烧热值测试的不确定度,进行了硼粉的燃烧热值测试。计算了各因素对硼粉燃烧热测试值不确定度的影响程度。结果表明:影响硼粉燃烧热测试不确定度的主要因素是量热体系的温升、助燃剂的热值、参与燃烧的硼粉的质量,降低系统热容量的不确定度可提高硼粉燃烧热值测量的准确度。助燃条件下测试硼粉燃烧热值的相对不确定度仅为0.95%。

富燃料推进剂燃烧热测试中防烧蚀材料的选取

含金属富燃料推进剂由于热值高、燃温高,在燃烧热测试过程中普通的不锈钢坩埚及附件经常被烧毁,为了正确测试金属富燃料推进剂燃烧热,对酸洗石棉、碳/碳复合材料、Al2O3陶瓷坩埚和金属钨坩埚的基本耐烧蚀特性和在金属富燃料推进剂燃烧热测试中的应用进行了实验研究。结果表明:碳/碳复合材料在高温有氧环境下有热效应,而酸洗石棉、Al2O3陶瓷材料坩埚和金属钨坩埚没有产生热效应。三种耐烧蚀材料在富燃料推进剂燃烧热测试中的应用表明,Al2O3陶瓷坩埚属于一次性的使用,钨坩埚与酸洗石棉配合使用可以提高含硼富燃料推进剂实测燃烧热到理论热值的94%。

接触热阻对喉衬温度场的影响(英文)

通过计算和实验测试研究了接触热阻对喉衬温度场的影响。测试了轴编C/C复合材料和5-Ⅱ材料粘接状态下的接触热阻,并建立了考虑接触热阻的计算模型。结果表明,接触压力对接触热阻影响显著,而接触温度影响较弱;接触热阻对喉衬组件温度场具有明显影响,既使喉衬温度升高,又使得背壁的温度降低。

基于冰筒结构的固体火箭发动机热试车用尾焰处理新技术

针对固体火箭发动机尾焰高温(总温超过3500℃)、高污染(氧化铝颗粒和氯化氢气体等)的问题,基于水冷壁、水喷淋等水处理系统的有效性,提出了一种采用具有更多冷能的水的固态形态——冰,对地面热试车的固体火箭发动机尾焰进行冷却降温与污染物沉降的新型处理方法。对冰筒装置内发动机尾焰与冰壁面间的流动换热过程开展了理论分析,并针对XXΦ127及XX500两种规模的固体火箭发动机开展了试车实验。结果表明,发动机出口尾焰在冰筒装置内实现了大幅度降温,冰筒出口气体温度低于100℃,氯化氢气体去除率大于97%,速度低于50 m/s、场外噪音小于85 dB。试验结果成功验证了新型冰筒处理技术的可行性和有效性,能够快速实现固体火箭发动机尾焰降温、降速、降噪和降污染的“四降”目的。

气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响

为了解气相燃气速度对EPDM绝热材料烧蚀的影响,在双基推进剂环境中对EPDM绝热材料进行了烧蚀试验研究。试验排除了粒子的作用,分析了两压强下的不同燃气速度环境中EPDM绝热材料的炭化烧蚀率、炭化层的结构特征以及成分分布。试验结果表明:燃气速度对炭化烧蚀率的影响较弱,对炭化层厚度的影响明显;不同燃气速度条件下炭化层断面具有相同的结构特点和相似的成分分布趋势;低燃气速度条件下烧蚀以热解炭化为主,高燃气速度条件下炭化层的机械破坏显著。试验结果可以用于进一步研究EPDM绝热材料烧蚀机理。

RBCC混合燃烧模态一次火箭对燃烧稳定影响

通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以为混合燃烧模态提供引导火焰,改变燃烧组织形式,跟凹腔配合实现二次喷注燃料与来流的充分掺混,提高流场的燃烧稳定性能,为实验研究提供了明确的方向。通过RBCC实验研究,也证明了开启小流量一次火箭能够促进整个流场的燃烧稳定,燃烧性能有很明显提高。一次火箭流量还需控制在一定流量范围内,才能既有效提高燃烧室火焰稳定和火焰传播能力,又能够保证进气道的稳定工作性能。

耐高温复合材料的主动冷却实验和数值计算研究

高超声速吸气式发动机面临着严重的热防护问题,同时还存在着燃料和冷却剂不匹配的问题,必须使用耐高温材料与主动冷却相结合的冷却策略。针对一种使用陶瓷基耐高温复合材料的主动冷却模式开展了实验和数值研究,该多层材料主动冷却模式结合了主动冷却和耐高温复合材料的优点。基于这种主动冷却模式设计了一种多层材料组成主动冷却实验装置。利用燃气发生器提供的高热流环境对主动冷却实验装置开展了实验研究,并建立了一维非稳态复合结构的传热模型,模拟了不同材料组成的多层复合结构中的非稳态温度场。研究表明:基于C/SiC复合材料的多层材料主动冷却结构在高温高热流环境中的冷却能力较强,可以在使用较少冷却剂的条件下使发动机壳体内部的温度保持在可靠工作的范围内,说明使用基于耐高温复合材料的主动冷却模式是解决高超声速吸气式发动机热防护问题的新途径。

NEPE高能推进剂凝相燃烧产物的特性分析

通过改进固体推进剂凝相燃烧产物收集装置,在降低系统复杂程度的同时实现了对工作压强的稳定控制。对NEPE高能推进剂在三种工作压强下产生的凝相产物进行了收集,采用粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对获得的凝相燃烧产物进行了深入分析。结果表明,对于NEPE高能推进剂,工作压强对峰值粒度的影响不大,各压强下的平均峰值粒度均在1μm至2μm之间;大部分粒子呈规则球形,少数大粒子会发生形状改变;铝粒子在燃烧室中一般不会全部被氧化成Al2O3。

提高硼粉在氧弹中燃烧效率的研究

为了解决硼粉燃烧热测试过程中燃烧不完全问题,以燃烧热测试值作为其燃烧效率的评判指标,对相同批次的硼粉采用某标准推进剂作助燃剂进行实验,研究了助燃剂与硼粉试样的混合比例、混合方式对硼粉燃烧热测试值的影响。结果表明,助燃剂与硼粉的充分混合有助于硼粉的完全燃烧,增大助燃剂和硼粉的混合比例能提高硼粉的燃烧效率。综合考虑硼粉和助燃剂的混合方式、混合比例及混合工艺等因素的改变,改善了氧弹中硼粉的燃烧环境,得到了测试燃烧热为理论燃烧热99.26%的稳定测试条件。

EPDM绝热材料耦合烧蚀模型

以EPDM类绝热材料烧蚀特性为研究对象,借鉴多孔介质领域的相关理论和方法,以炭化层的孔隙结构特征和参数为纽带,建立了考虑热化学烧蚀、颗粒侵蚀和气流剥蚀的EPDM类绝热材料耦合烧蚀模型,并进行了模型的初步实验验证。结果表明,所建立的模型不仅在EPDM类绝热材料烧蚀率预示方面具有较高的计算精度,而且在细管上能够基本反映绝热材料的烧蚀特性。

固液火箭发动机中燃料热解速率的测量与分析

固液火箭发动机中,内弹道的计算、流场与性能分析等都需要确定燃料表面的退移速度,常规的热重分析、差热分析因升温速率太慢,与发动机环境的高升温速率差别很大,得到的热解速率误差大。采用了热板实验装置测量高升温速率环境下的固体燃料退移速率。采用高速摄影和超声波传感器进行动态测量,对比了摄影测量和超声波测量的结果,得到了超声波测量得到了热解过程中的退移速率与低密度聚乙烯表面温度的关系。

可调谐LD吸收光谱燃烧诊断技术研究进展

介绍了可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)燃烧诊断技术的基本原理及其参量测量原理,分析了基于时分复用、波分复用、单激光器、速度和流量测量以及断层扫描技术的TDLAS燃烧诊断系统的组成特点和关键问题。总结了TDLAS燃烧诊断技术发展历程和最新进展,并对该技术发展趋势进行了展望。

硅橡胶绝热材料气相环境烧蚀特性试验研究

采用试验发动机,在双基推进剂的气相燃气环境中对一种硅橡胶绝热材料进行烧蚀特性研究,分析了环境气流速度及压强对硅橡胶绝热材料碳化烧蚀率及炭化层宏观和微观结构形貌的影响。结果表明:在无粒子作用条件下,环境气流速度和压强通过对流热流、炭化层外部和内部气动力影响硅橡胶绝热材料的烧蚀特性。气流速度高,碳化烧蚀率大,炭化层薄且致密;环境压强高,碳化烧蚀率大,炭化层易分层鼓包。同时将硅橡胶绝热材料的烧蚀特性与相同实验条件下的三元乙丙橡胶绝热材料进行了对比,为进一步对绝热材料进行烧蚀机理分析和建模计算打下基础。

外压载荷分布形式对固体火箭发动机结构稳定性的影响

应用有限元软件开展了燃烧室全筒段均压、全筒段分布式外压、局部均压三种状态外压稳定性分析,得到了三种状态的失稳载荷和屈曲波形,为不同载荷分布的外压试验方案的制定提供理论基础。分析表明:三种状态中全筒段均压状态的失稳载荷最低,三种状态的屈曲波发生部位也不一样。全筒段均压状态的外压试验结果不能代表分布式或局部外压下的承载能力,不同外压载荷的分布形式应采取不同的载荷验证试验方案。

子模型法在弹体结构分析中的应用（英文）

针对弹体结构应力集中问题对有限元子模型法进行研究,子模型法将有限元分析分成2次进行:第1次采用稀疏网格,获得子模型边界上各节点的位移;第2次将子模型边界以内网格划分细密,而将第1次计算所得的边界上各节点的位移作为边界条件,获得子模型边界以内(应力集中部位)较准确的应力计算结果。文章采用ANSYS子模型法对有应力集中的弹体舱(级间)段结构进行有限元分析,解决了常规有限元法网格密、计算量大,甚至无法计算的难题。