液体火箭推进剂发展远景

一、前言液体火箭发动机的特点是不靠外部能源而利用飞行器上推进剂诸组元的化学能建立推力。推进剂诸组元之间经过反应的物质(即燃烧产物)构成高速喷射物质。这样,火箭发动机的主要参数:喷射速度(比冲)就取决于单位质量推进剂所含的化学能。实际上,单位质量推进剂所含化学能的上限等于12.10~6焦耳/千克。具体说,双组元推进剂F_2/H_2在其燃烧产     

低冰点推进剂对液体火箭发动机性能影响研究

针对低冰点推进剂在液体火箭发动机性能研究中的重要性,对使用MON25/DT3组合的低冰点推进剂液体火箭发动机的启动过程及稳态过程进行研究.建立了发动机系统的数学模型,采用Matlab/Simulink构造系统的仿真模型.根据仿真结果比较和分析了不同初温的推进剂对燃烧室压强、发动机比冲和推力等各方面性能的影响,得出了这三个参量与推进剂初温的拟合关系式.     

膏体推进剂火箭发动机点火特性

为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。     

大过载下固体火箭发动机工作过程仿真的数学模型

研究了Euler-Lagrangian两相方法模拟导弹大过载条件下固体火箭发动机三维两相内流场的动态过程的数学模型和计算方法，给出了所采用的过载作用下推进剂燃烧特性和有限速率化学反应模型，采用插值算法快速获取燃烧产物的平衡成分和输运参数，使用八叉树覆盖算法描述非平行层推移燃面的瞬时边界。     

微博互动

正@sun_r1se:固体火箭发动机是什么?指的是燃料为固体还是其它方面?答:固体火箭发动机(solid propellantrocket engine)全称"固体推进剂火箭发动机"。使用固体推进剂的化学火箭发动机。一般由燃烧室、药柱、喷管和点火装置组成。燃烧室通常是导弹结构的一部分。药柱由点火装置点燃,在燃烧室中燃烧,化     

推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型

对自然推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）初始温度对火箭发动机燃烧稳定性的影响进行了研究，从推进剂初始温度对蒸发速率的影响规律出发，发展了初始温度大小影响蒸发速率的物理模型。燃烧流动过程应用圆柱坐标系下的两相湍流化学反应Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程来描述，控制方程是用限体积法在任意曲线坐标系下进行离散，计算采用ＴＭＭ方法生成的正交网格。完善了一种压力隐式算子分裂算法，使之应用到燃烧过程和不稳定燃烧中，提高了计算的精度和稳定性；以蒸发作为燃烧速率控制过程，由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞来分析燃烧不稳定性。应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型，之后对推进剂初始温度对燃烧稳定性的影响进行了数值研究，得到其对振荡的敏感分析，并给出燃烧稳定性的极限图，说明了该物理模型和算法的可靠性。     

某型号液体火箭飞行末段推进剂夹气影响分析

通过判读某型号液体火箭的燃烧室压力等异常遥测参数，对引起一级飞行末段火箭发动机燃烧室压力下降原因进行了故障定位，分析了产生推进剂输送管路夹气的机理；针对推进剂夹气对发动机系统、姿态控制系统的影响程度进行了重点分析，并提出调整推进剂加注量来消除故障，完善了火箭设计方案。     

固体推进剂的仿真技术

推进剂装药形状的燃烧面积值是固体火箭发动机燃烧性能设计中的重要参数。但是推进剂装药形状复杂 ,用几何学方法很难迅速精确计算其燃烧面积值。因此国外研究了利用“颗粒跟踪法”,即利用软件逐次计算因燃烧而变化的推进剂燃烧面积仿真系统 ,并探讨了其计算值的正确性。证明利用该系统计算的燃烧面积值与利用几何学方法计算值之差在1%以内。     

液氧/甲烷分级燃烧火箭燃烧器的研究

用小尺寸推力室对使用液氧/甲烷推进剂的分级燃烧火箭燃烧器作了实验评价。对富燃预燃室和主燃烧室分别作了试验。预燃室/主燃烧室组合试验时,主燃烧室压力为7至9.6兆帕,混合比为3.1到3.7,预燃室燃气温度为760到1070k,推力为4.6到6.4千牛。对不同类型喷注器的预燃室和主燃烧室进行了性能、主燃烧室内的热流分布和室壁(包括喷注器面)上积炭的评定。得出了主燃烧室燃烧效率的经验公式。在组件内任何地方都未发现有显著的积炭,也未测到因室壁积炭而引起的热流显著下降。     

催化床对凝胶火箭发动机工作过程的影响

为了研究相关喷注参数及催化床结构对凝胶火箭发动机燃烧室内流场及工作特性的影响,运用Fluent软件并基于DPM,k－ε标准湍流模型等,对具有不同催化床长度的单组元凝胶单推－3火箭发动机燃烧室内的工作过程进行了数值模拟;结果表明：催化床长度越长,由于氨气分解率的升高,燃烧室温度反而较低,燃烧室压力随之降低。推进剂液滴与催化床间的交互作用,如渗透距离,也对反应特性有相当重要的影响。     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

本文从燃烧室压力，系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。     

航天新动力：膏体推进剂火箭发动机

现在的航天器或航天运载器使用的动力装置，绝大多数是化学推进剂火箭发动机。也就是液体推进剂火箭发动机和固体推进剂火箭发动机。前者结构复杂，推力大小和方向控制容易；后者结构简单，推力方向控制较难．尤其是推力大小的调节和多次启动非常困难。还有一种混合推进剂火箭发动机．是以固体燃料、液体氧化剂或固体氧化剂、液体燃料组     

某型液体火箭发动机喷注参数与尾焰红外图像特征研究

为了通过某型液体火箭发动机尾焰红外特征监测推力室喷嘴雾化状态,采用多学科仿真技术,耦合蒸发、燃烧和传热过程,建立了三维非稳态推力室蒸发-燃烧-尾焰场一体化仿真模型;采用尾焰图像识别方法,开展液体火箭发动机喷注参数与尾焰红外图像特征之间关系的研究。对比热试车尾焰红外图像特性表明,仿真模拟结果准确可靠。     

研究含缺陷固体推进剂装药需关注的方面

对固体推进剂裂纹腔中的对流燃烧流场进行了数值模拟，模拟中考虑了对流燃烧与裂纹变形间的相互耦合、侵蚀燃烧、燃气对推进剂表面的对流传热等多种因素的作用，得到了燃气压强、温度、速度沿裂纹长度方向的分布。通过分析，给出了含缺陷固体推进剂装药工作性能研究需关注的几个方面，为含缺陷固体火箭发动机建立判废标准提示了研究方向。     

固体火箭发动机瞬态内流场数值仿真

利用FLUENT的用户自定义函数定义固体推进剂燃面的边界移动和燃面的质量添加,考虑压力和流速对侵蚀效应的影响,对内孔燃烧固体火箭发动机的瞬态内流场进行了研究。采用标准kε湍流模型,隐式耦合算法计算了喷管和燃烧室一体化内流场。得到了内弹道各参数随时间变化和空间分布情况、装药动态燃烧过程,以及侵蚀效应对发动机燃烧室压力分布和固体火箭发动机工作过程的影响。     

新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展

综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展.对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法.     

燃烧室整体旋转对液体推进剂燃烧的影响

针对燃烧室本身旋转和使用单组元液体推进剂的特点，对此两相湍流反应流在质量、动量和能量传输基础上，建立了旋转燃烧室中单组元液体推进剂雾化燃烧过程计算的模型和边界条件。模型计算采用ＳＩＭＰＬＥ算法和ＰＳＩＣ算法。计算结果提供了不同转速下的气相速度场和燃料浓度场。实验结果与计算结果一致。计算结果不仅反映了旋转对燃烧的明显影响，还说明本文的研究能用于预示和分析类似问题。     

基于瑞利准则的火箭发动机稳定性缩比方法研究

针对高压补燃循环火箭发动机燃烧稳定性试验提出一种基于瑞利准则的稳定性缩比方法，通过量纲分析得到决定稳定性相似的关键参数，给出缩比尺度的确定方法。通过缩比准则，可使推进剂种类和喷前温度不变、喷注速度不变、混合比不变，喷注器和燃烧室同全尺寸发动机分别几何相似，缩比发动机燃烧室压力大于推进剂超临界值。算例分析结果表明，该方法得到的缩比发动机燃烧室的压力和流量等大幅降低。     

火箭冲压发动机的二次燃烧

本文研究了可调喷管火箭冲压发动机用的过氯酸铵系复合推进剂(以下简称AP系推进剂)和双基系推进剂(以下简称DB系推进剂)的二次燃烧特性。试验证明,在燃气发生器出口使用多孔喷管,同时在二次燃烧室设高温区便于点火,燃烧效率η_c~*可达95％以上。AP系和DB系推进剂的空气燃料比ε(流入空气的质量流量/燃气发生器的燃气的质量流量)对η_c~*的影响较小。用AP系推进剂时二次燃烧室压力对η_c~*的影响比用DB系推进剂的大,在压力从0.8MPa下降到0.4MPa时,η_c~*约减少9％。     

固体推进剂高熔点燃烧稳定剂的研究进展

综述了各种高熔点燃烧稳定剂在固体推进剂中的应用研究进展,分析了燃烧稳定剂在固体火箭发动机内的作用机制,指出随着固体推进剂能量的不断提高,使用更高熔点的燃烧稳定剂可以降低燃烧室内微粒之间的凝聚现象,使其保持加入时的粒径分布,提高微粒阻尼理论计算精度,大大增强阻尼功效。因此,应加强对新型更高熔点燃烧稳定剂的研究工作。