氢氧发动机真空点火及高空模拟试验

上面级氢氧发动机的真空点火与起动过程是一个复杂的动态过程,与地面相比,由于受真空环境的影响,发动机推进剂预冷、充填、雾化与燃烧等一系列物理和化学过程将发生很大变化,存在海平面试车无法考核的技术盲点,影响发动机工作可靠性。因此,国内外对上面级氢氧发动机均进行过广泛而深入的高空模拟试验研究,以考核和验证发动机真空点火、起动的可靠性,其中以J-2发动机开展的高空模拟试验最具代表性。     

低温技术在氢氧火箭发动机试车台上的应用

介绍一座大型氢氧火箭发动机多功能高空模拟试车台所采用的几项新设备和新技术：分级预冷高压低温液氢容器；全包式液氮预冷夹套式低温液氢容器；高压低温截止阀；高压低温脉冲式安全阀；高压低温补偿器；低温贮箱的自动增压稳压技术；高压低温管路的密封技术等。这些技术填补了多项国内空白。     

氢氧发动机试验台低温系统设计与试验研究

主要对低温推进剂发动机试验台的液氢系统常见技术故障技术了分析和总结，着重从低温系统设计正确性、试验工艺合理性，试验技术安全性以及节约试验经费等几个方面进行探讨与研究。     

国外固体火箭发动机整机试验技术现状

概述了国外固体火箭发动机整机试验技术的发展近况。重点分析了卧式/立式航天超大型发动机(φ3m)点火试验、高性能发动机高空模拟点火试验、寿命评估贮存环境试验、钝感弹药性能试验这4种试验类型及其所涉及的关键技术,涵盖了微型传感器、试验仿真、试验信息综合系统、无损探伤检测等整机试验技术。     

低温推进剂火箭发动机循环预冷试验研究

以液氮为工质，进行了低温推进剂火箭发动机循环预冷的试验研究。通过对试验系统的简单改变，以及操作步骤的不同调整，按回流管有无绝热、泵壳外覆盖不同厚度绝热层、回流管出口在贮箱液面以下或贮箱液面以上的各种组合，共进行了6个状态的试验。通过试验，从原理上验证了自然循环预冷是可行的。同时，对循环预冷的一些影响因素进行了分析，并得到相关的结论，为今后的大型试验研究及系统设计提供了参考。     

液氧/甲烷膨胀循环发动机研究

通过研究国外液氧/甲烷发动机技术的发展和现状,在中国首台氢氧膨胀循环发动机技术基础上,进行换甲烷推进剂的演示试验,结合试验结果及低温发动机研制基础,提出8吨级甲烷膨胀循环发动机的系统方案及关键技术。     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

RBCC引射模态主火箭射流对Fabri壅塞影响研究

引射模态发动机性能偏低限制了RBCC发动机的应用,为了提高引射抽吸能力和发动机性能,针对地面零速起飞状态,采用包含飞行器前后体的全流道一体化数值模拟方法,研究了主次流总压比对Fabri壅塞和引射抽吸能力的影响。结果表明:当主次流总压比低于25,提高主次流总压比可提高主火箭射流马赫数,引射空气流量可提高56. 4%;当主次流总压比高于33,提高主次流总压比增大了射流欠膨胀程度,挤压引射空气流道,导致引射抽吸能力降低,引射比可降低53. 1%;主次流总压比高于134可产生Fabri壅塞,火箭射流将引射空气流道堵塞,引射空气流量降为零。     

复合等离子对膏体推进剂点火应用研究

根据膏体推进剂火箭发动机点火的要求,提出了复合等离子点火的方案,针对等离子点火的特点,采用电晕和电弧双等离子复合工作模式,研制了一套等离子点火系统,并进行了相应的点火试验.结果表明,该方案点火系统引弧率高、功率大、可靠性好,复合等离子点火时间较常规的点火药点火时间长,不会出现火药点火中的初始压力峰值.可以满足膏体推进剂火箭发动机多次点火的要求,达到了设计的最初目的.     

弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算

本文利用相似原理整理了弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算方法。通过对所导得的公式的讨论,阐明了直连式高空模拟试车所测得的推力的性质,并进一步分析了放宽对进口模拟偏差的要求和利用部份高空试验数据和地面台架试验数据来获取发动机速度高度特性的可能性。     

空间站轨道参数选择

该文以飞船作为天地往返运输器，从空间站轨道维持和补给所需的推进剂最少出发，对空间站轨道参数进行了优选，结果表明，当空间站质量增加时，空间站最佳运行高度应该提高，而当空间站补给次数增加时，其最佳运行高度应该下降。对８吨和１８吨空间站，补给间隔分别为３个月、半年和一年的６种方案，空间站的最佳运行高度在３７０ｋｍ至５２０ｋｍ之间。     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的扩散系数及其相似准则数计算

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,归纳了适于上述组分及其混合物在高温高压条件下的扩散系数计算方法,并计算了典型双基推进剂、复合改性双基推进剂和复合推进剂三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)下的扩散系数和输运准则数(施密特数和路易斯数),得到了固体火箭发动机燃气扩散系数随温度和压强变化的幂指数函数规律(典型双基推进剂燃气的扩散系数随温度变化的幂指数为1.646 55、典型复合改性双基推进剂和典型复合推进剂为1.629 52),以及路易斯数、施密特数的典型取值(典型双基推进剂燃气的施密特数为0.772、路易斯数为0.91,典型复合改性双基推进剂燃气的施密特数为0.675、路易斯数为0.9,典型复合推进剂燃气的施密特数为0.74、路易斯数为0.83)。这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。     

RLPG拟射流破碎雾化特性实验与数值模拟

利用一种高速液体喷射装置,采用阴影和脉冲X射线成像技术,研究高压环境中高速液体射流的破碎雾化特性。建立了喷雾的颗粒轨道模型,进行了数值模拟计算,得到了喷雾的空间分布和气相流场的速度分布。在模型中,气相流场在欧拉坐标系中接单元控制体将方程积分,构造差分方程;液滴在拉格朗日坐标系中考虑其动量、质量的变化。     

固体火箭冲压发动机工作包线分析

根据固体火箭冲压发动机工作原理和三维数值仿真与试验结果,建立了较为符合实际的进气道、燃气发生器和补燃室工作数学模型,并对进气道和固体火箭冲压发动机的工作包线进行了分析,提出了进一步拓宽固体火箭冲压发动机工作包线的措施,得出对燃气流量进行调节,是扩大固体火箭冲压发动机工作包线的一种可行的方法。     

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。     

NASA低温推进剂长期在轨贮存与传输技术验证及启示

液氢/液氧低温推进剂被认为是目前进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂,但其沸点低,低温推进剂长期在轨蒸发量控制及贮箱压力控制等成为核心技术难题。结合国内外研究情况,分析了美国近年来低温推进剂长期在轨贮存与传输关键技术及地面试验,重点探讨了主动制冷技术、大面积冷屏技术及其他被动热控技术相结合的技术方案,给出了低温推进剂长期在轨贮存与传输技术的未来发展趋势。     

再生式液体发射药火炮中雾化燃烧过程的模拟

再生式液体发射药火炮（ＲＬＰＧ）内弹道过程最为棘手的问题是对液体（ＬＰ）射流从贮液室喷注到燃烧室，射流破碎形成具有一定尺寸分布的液雾及液滴燃烧这一复杂过程如何进行数学描述。为此提出了一个再生式液体发射药火炮的内弹道改进模型，模型中考虑了膛内气流运动的拉格朗日问题。为此基础上，模拟了液体药雾化燃烧过程。对提出的几种雾化燃烧模型进行了比较，同时与Ｃｏｆｆｅｅ编码计算结果也进行了比较。     

空间多次启动、长期在轨泵压式动力系统方案研究

通过对国内外上面级动力系统技术现状与发展趋势进行分析,提出开展上面级提高启动次数、延长在轨时间研制需求。采用液体推进剂启动箱启动的泵压式主发动机方案,可实现泵压式发动机空间多次启动;采用启动篮方案,可实现长时间滑行多次启动推进剂管理。研究结果表明:多次启动、长期在轨泵压式动力系统使上面级的性能和任务适应性得到全面提升。     

液体工质电热化学炮的两维多相流模型研究

液体工质电热化学炮内弹道过程的本质是高速等离子体射流与推进剂工质的相互作用并推动弹丸运动的过程，基于对该过程物理机理的现有理解，本文提出了用于描述液体工质电热化学两多相流模型，主要包括；描述等离子体与液体工质气态产物运动的两湍流模型和描述由等离子体射流卷吸引起的液体工质颗粒运动的颗粒轨道模型，根据上述模型进行了数值计算。