高能复合改性双基推进剂的燃速特性(Ⅲ)——推进剂初始温度的影响

为探讨改变含能量的双基推进剂和ＨＭＸ／ＣＭＤＢ推进剂的燃速与推进剂初始温度的关系，利用套罩式药条燃烧器研究了其燃烧波结构。影响各种推进剂燃速与推进剂初始温度关系的物理特性量，主要是燃烧表面温度与暗区温度。双基推进剂含能量越多，燃速的温度感度越小。增加推进剂含能量和推进剂的初始温度时，燃烧表面温度增加，沸腾区的反应加速，暗区温度上升，沸腾区的温度梯度扩大，流向燃烧表面的热流束增加，从而燃速增加。ＨＭＸ／ＣＭＤＢ推进剂含能量多时燃速对温度的感度变小。增加推进剂能量并降低推进剂初始温度时，燃烧表面温度下降，沸腾区的反应减慢，暗区温度下降，沸腾区温度梯度变小，流向燃烧表面的热流束减少，从而燃速降低。     

液体火箭发动机喷注器不规则性的计算机模拟

本文提出了分析液体火箭发动机燃烧室中的三维两相反应流体的计算机模型。设计该模型是为了研究液体推进剂喷注的非均匀性对燃烧室中流态、燃烧和传热的影响。使用了用以描述多分散喷雾流动、蒸发和燃烧的欧拉-拉格朗日方法。考虑了相与相之间的偶合效应。利用了非正交的附体坐标系和守恒控制体公式。本文使用了 K-ε湍流模型、两步化学反应模型和六向辐射模型。利用半经验模型来描述化学反应速率及相与相之间的偶合项。本文旨在证实利用分析方法来预示在火箭发动机燃烧室中推进剂喷注的非均匀性对燃烧及传热的影响。结果说明该模型有希望应用于液体推进剂火箭发动机的综合模型。     

高能复合推进剂的燃烧机理——高能粘合剂的效果

研究证明，ＡＰ系复合推进剂的粘合剂中能量越高燃速也越高。在本试验压力范围内供试验用的推进剂出现燃烧中断，当粘合剂中ＡＭＭＯ含量为８０％以上时，在４ＭＰａ压力下燃烧中断，并有推进剂的绝热火焰温度越高燃速越高的趋势。推进剂的燃烧热显示，在粘合剂中ＡＭ－ＭＯ含量在８０％以下时，ＡＭＭＯ含量越多燃烧热越高，而燃烧热越高绝热火焰温度也越高。推进剂的燃烧热越高燃速也越高。已知叠氮化聚合物单体燃速的速率决定阶段是凝缩相反应，本研究证明，在ＡＰ系复合推进剂中从气相到燃烧表面的热流束影响推进剂燃速的速率决定阶段。     

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。     

GAP／AN叠氮化聚合物推进剂的感度特性

研究了ＧＡＰ／ＡＮ系复合推进剂的冲击特性与热特性。明确了利用添加固化剂的比例和硝酸酯、二辛基己二酸酯可以改善推进剂的物理性能，以及速率决定过程不受物理性能支配。ＮＣ可明显降低临界冲击波压力，而１４．８％ＨＭＸ与ＡＰ大体没有影响。由于ＮＣ分解温度低，分解生成物的反应性高，可以降低热冲击性，所以ＧＡＰ／ＴＭＥＴＮ／ＡＮ推进剂显示出良好的热冲击性。有效利用硝酸酯类不仅可以提高ＧＡＰ／ＡＮ推进剂的燃烧性能，而且可以改善感度特性     

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。     

BAMO推进剂燃速的提高

研究了加入ＨＭＸ或ＡＮ／ＨＭＸ的ＢＡＭＯ推进剂的热分解和燃烧特性。叠氮粘合剂起始分解产生的热加速了推进剂中ＨＭＸ和ＡＮ的热分解，高氯酸铵（ＡＰ）和含有炭黑的硬酯酸铅显著改变了含ＮＭＸ基的ＢＡＭＯ推进剂的热分解和燃烧特性。ＡＰ可以提高燃速并略微降低燃速压力指数。铅催化剂使推进剂产生高的燃速值和最低的压力指数。重铬酸铵也影响了含ＡＮ／ＨＭＸ的推进剂样品的热分解和燃烧性能的机理。重铬酸铵和铬醚铜的化合物对含ＡＮ／ＨＭＸ推进剂燃速增加很有效。推进剂中ＡＮ从冷凝相升华和蒸发，在气相以放热反应为主。含ＨＭＸ和ＡＮ／ＨＭＸ的ＢＡＭＯ推进剂在小型发动机测试中显示出无烟的燃烧特性。     

流量控制型燃气发生器的温度敏感度分析

对流量控制型燃气发生器使用压力指数不固定的推进剂时，根据初始温度确立了燃速的温度敏感度等参数的数学关系。该模型可用于端面燃烧式利用改变喉道面积进行流量控制的燃气发生器。提出了相对一定工作压力范围和燃料流量控制范围的计算例子。利用该结果可以鉴定满足要求的推进剂燃速特性。     

高能复合改性双基推进剂的燃速特性(Ⅱ)——添加 HMX 的影响

研究了在双基推进剂中添加高能物质ＨＭＸ的ＨＭＸ／ＣＭＤＢ（复合改性双基）推进剂每单位质量所含能量对燃速的影响。用套罩式药条燃烧器研究了燃烧波结构。在双基推进剂中添加ＨＭＸ时，最终火焰温度增加，燃速下降。明确了最终火焰温度对燃速没有直接的影响。与此同时暗区温度下降，这是因为增加ＨＭＸ质量比时，燃烧表面的反应热减少，沸腾区内的反应变慢。暗区温度越高燃速越高，表示沸腾区内的反应加速，流向推进剂燃烧表面的热流束增加，从而燃速增加。     

含Cs盐推进剂燃烧产物导电特性研究

运用热力学平衡常数法,在计算磁流体发电机用推进剂燃烧产物组成和燃温等热力学参数的基础上,通过应用沙赫方程和燃烧产物电导率计算模型,计算了磁流体发动机用含Cs盐复合推进剂燃烧产物的电导率,揭示了电导率随Cs盐、铝含量以及电导率随温度、压力的变化规律.结果表明: 铝含量一定,当Cs盐含量在5%～10%时,燃烧产物电导率达到最大; 燃温越高、燃烧室压力越小,燃烧产物电导率越高.     

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。     

Study on Instable Combustion of Solid Rocket Motor with Finocyl Grain

The instable combustion or oscillation combustion which occurs in three high capacity solid rocket motors using high energy composite propellant with finocyl grain is studied. The reasons of the acoustic combustion instability are also discussed. Three engineering methods that can eliminate combustion instability are proposed and discussed. The study shows that the combustion instability mainly depends on the propellant grain shape and nozzle structure. Some measures to reduce the acoustic energy and mass generation rate of combustion gas can be adopted. The test results indicate that the modified rocket motors can significantly eliminate the instable combustion and improve the motor internal ballistic performance.     

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.     

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。     

整装式液体发射药燃烧推进过程的内弹道特性

为研究液体药燃烧过程中的压力波以及Taylor-Helmholtz不稳定效应对内弹道性能的影响,针对12.7 mm小口径整装式液体药燃烧发射装置,利用有限元分析软件ANSYS建立气体与液体两相反应流数理模型。通过数值模拟得到液体发射药燃烧过程中Taylor空腔气体与液体界面的演化特性,以及组分质量分数、液体药蒸发速率、化学反应速率和温度云图。结果表明：蒸发和燃烧反应主要发生在Taylor空腔表面,而产物则会均匀地扩散到整个空腔;同时由于Helmholtz不稳定效应,空腔表面会出现褶皱现象。在整个扩展过程中,空腔的轴向扩展速度远大于径向扩展速度,药室四周仍残留有较多液体药,在Helmholtz不稳定效应作用下参与燃烧,从而导致其内弹道稳定性变差,压力振荡加剧。     

基于AP预处理技术的粉末推进剂性能

为了提高高氯酸铵(AP)粉末推进剂的长期贮存性和高效燃烧性,利用预处理技术对AP粉末进行包覆团聚,改善其表面特性。采用吉布斯最小自由能法计算Al/AP粉末火箭发动机的能量特性,利用预处理实验分析端羟基聚丁二烯(HTPB)对AP粉末的装填密度、吸湿性能和热分解特性的影响,并进行密闭燃烧器点火实验,研究氧燃比和装填量对Al/AP粉末推进剂能量特性参数的影响规律。结果表明:AP的最佳预处理材料配比为添加10%HTPB,且在氧燃比为3∶1时,Al/AP粉末火箭发动机的理论比冲最高达262.1s;一定范围内,随着氧燃比的增加,粉末推进剂的能量特性参数均有所增加;在氧燃比相同条件下,单位质量粉末推进剂成气量基本相同,随着粉末装填量的增加,燃温和特征速度均有所提高。     

GHQ推进剂的热分解特性研究

采用差示扫描量热仪DSC和绝热加速量热仪ARC,对比研究了双基推进剂SF、改性双基推进剂GHQ和单质RDX的热分解过程,并分析评估了GHQ推进剂的热危害性。DSC实验结果表明:GHQ推进剂起始分解温度为182.4℃,热分解明显分为双基组分和RDX分解两个过程,分解峰温为202.2℃和240.4℃,分别与双基推进剂SF、单质RDX分解峰温接近,说明双基组分与RDX混合后作用不激烈。ARC实验结果表明:GHQ推进剂在最危险状态(即绝热条件)下的起始分解温度为135.3℃,绝热温升为1 197.5℃,tMR为15.9min,单位质量产生气体最大压力为15.8MPa·g~(-1)。研究结果表明:添加RDX后,GHQ推进剂发生热自燃可能性较双基推进剂SF稍有提高,热危害性大大增强。     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的黏性系数和导热系数计算

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于这些组分及其混合物在高温高压条件下的黏性系数和导热系数计算方法,计算了双基推进剂(DB)、改性双基推进剂(CMDB)和复合推进剂(CP)3种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的黏性系数、导热系数和普朗特数,得到了固体火箭发动机燃气黏性系数和导热系数随温度变化的幂指数函数规律和典型普朗特数取值。所得结果对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。     

基于爆炸弹方法的液体火箭发动机稳定性评定CFD分析

爆炸弹引入扰动是火箭发动机稳定性评定的主要方法,使用计算流体力学方法模拟液氧/甲烷火箭发动机的工作过程,通过添加压力源项与质量源项模拟爆炸弹爆炸过程,得到火箭发动机不稳定性评定试验中,爆炸弹测试火箭发动机时燃烧室的基本流场,指出了结果误差产生的主要原因。结果表明:该方法可以应用在不稳定性评定分析中,有助于减少试验次数。