摘要：为研究过载对丁羟三组元推进剂燃烧特性的影响,设计了兼具燃速测量和凝相产物收集功能的过载实验发动机。利用过载实验方法,研究了不同过载大小(-50g~+50g)对燃烧室压强、平均燃速、瞬态燃速、凝相产物和发动机羽流的影响。研究表明:(1)反向过载对燃烧室压强和推进剂燃速几乎没有影响。随着正向过载的增大,燃烧室压强和推进剂燃速增大。(2)与无过载相比,燃烧室压强在+10g过载下增加35.8%,+30g过载下最大压强增加69.9%,+50g过载下最大压强增加76.8%,且在+30g过载和+50g过载下出现了“驼峰现象”。(3)与0g相比,+10g过载下燃速增加21%,+30g过载下燃速增加40%,+50g过载下燃速增加44%;+30g和+50g过载下,瞬态燃速先增加后减少,最大值随过载增大而增大,达到最大值的时间随过载的增大而减少。(4)药杯内的碳和单质铝含量随过载的增大而减小,从-50g过载到+50g过载,分别减小100%和82.28%,氧化铝随过载的增大而增大,增加了402.17%,收集装置内几乎不含碳和铝单质。且收集装置内凝相产物的粒径随正向过载的增大而减小。(5)过载对发动机羽流颜色有显著影响;反向过载下,发动机羽流火焰呈现黄色,且伴随明亮的火星;正向过载下呈现紫色。

摘要：为了研究双脉冲发动机燃烧室内复杂热环境下三元乙丙(EPDM)绝热层的烧蚀性能,开展了工作时间为15s和两次点火工作时间为7.5s+7.5s的发动机实验。采用SEM电镜扫描、微米CT测试分析获得了烧蚀试件的表面宏观形貌、炭化层表面和断面微观形貌以及炭化层三维构型;利用测厚仪测量结果计算了试件的烧蚀率。结果表明,在总工作时间相等的情况下,双脉冲发动机中EPDM绝热层的烧蚀率比传统发动机大。与传统发动机中单次热冲击下烧蚀后试件相比,双脉冲发动机二次热冲击下烧蚀后试件的炭化层厚度减小约50%,总体孔隙率增大约13%;烧蚀表面致密层的致密程度也有所减小。双脉冲发动机工作时,EPDM绝热层的烧蚀性能在二次热冲击下发生较大变化,需在燃烧室内绝热层的设计过程中予以重视。

摘要：含铝固体推进剂凝相燃烧产物对发动机的能量特性、热防护以及燃烧稳定性均有重要影响。为了排除燃烧过程中推进剂燃面退移造成的凝相燃烧产物淬息距离逐渐增大的影响,设计并建立了一套基于恒定淬息距离的凝相燃烧产物收集系统,并通过典型丁羟四组元推进剂凝相燃烧产物的收集和分析,对该收集方法进行了校验。结果表明,淬息距离恒定使得凝相燃烧产物中的大粒径颗粒含量明显增大,小粒径的颗粒含量减小,产物中的单质铝含量增加。粒度分布与燃烧效率的差异验证了该收集方法的必要性及合理性。基于新的收集方法,研究发现燃烧室压力的增大使得推进剂燃面团聚程度减弱,团聚物平均粒径减小,收集到的凝相燃烧产物的平均粒径随压力增大而减小。

摘要：为了定义并明确冲量法燃速测试的应用边界,通过对“推进剂药柱点火不同步”、“存在侵蚀”、“推进剂药柱同心度不好”3种情况下终了燃面偏离设计值的分析,提出以最大压强尤其是最大推力处的下降速率作为冲量法燃速测试数据有效性的判据,该判据同时解决了“裸露的推进剂药柱表面同步点火”无法评判的问题。根据燃烧室在无加质条件下燃气质量的变化规律,计算获得燃烧室压强随时间的改变趋势,与试验压强-时间曲线进行对比,提出数据有效性因子K,给出了原始数据有效性的数值判定方法。研究表明,当数据有效性因子K=1~1.2时,冲量法燃速测试结果与恒压发动机燃速测试结果一致性较好,数据有效。同时验证了喷管烧蚀会影响冲量燃速测试的压强范围,但不影响燃速测试结果。

摘要：针对已知某型火箭发动机的燃气参数,对比了维托辛斯基、双三次、五次曲线及基于维托辛斯基的移轴法设计的收缩段型面喷管性能,其中移轴法得到喷管性能较优;采用单一变量法计算分析了喷管型面参数(初始扩张段圆弧半径、扩张段出口半角、扩张段长径比、扩张段扩张角以及收缩段长径比)对喷管性能影响规律,喷管出口推力随着初始扩张段圆弧半径以及出口半角的增大而减小;随着收缩段长径比、扩张段长径比以及扩张角的增大,喷管出口推力先增大后减小。由于各型面参数的影响关系存在着耦合现象,为了综合考虑各参数对喷管性能影响,采用响应面法(RSM)对喷管型面各参数进行优化设计,结果表明:RSM所得到的型面喷管在推力增加的基础上,长度减小了3.40%。

摘要：为研究一种无硝化甘油(NG)、以硝化棉(NC)和丁基-硝氧乙基硝胺(Bu-NENA)为主体的NC/Bu-NENA基推进剂的吸收工艺,设计了NC/Bu-NENA基推进剂配方,在不同的吸收温度、搅拌时间和冷却温度等吸收工艺条件下制备了吸收药,采用相机拍摄的方法研究吸收药的分散度以及推进剂样品中NC分子的塑化度。分析了吸收药的分散度和塑化度,探索了NC/Bu-NENA基推进剂最适宜的吸收工艺并分析了原因。结果表明,首先,吸收温度是吸收工艺中最重要的因素,决定了增塑剂Bu-NENA在NC分子中的扩散速度,吸收温度越高则Bu-NENA在NC分子中的扩散速度越快,塑化越好,但是温度越高,Bu-NENA蒸发更快,两者平衡来看,吸收温度以70℃为宜;其次,冷却温度是吸收工艺中次重要的因素,决定了Bu-NENA在水中的溶解度和吸收药的团聚程度,温度越低,Bu-NENA在水中的溶解度越低,吸收药的团聚程度越低,但在工程应用中不能无限制地降低温度,两者综合考虑,冷却温度以20~25℃为宜;最后,搅拌时间的意义是在该时间段内Bu-NENA完成对NC的增塑,增塑完成后延长搅拌时间对提高推进剂性能效果不明显,以40~60min为宜。

摘要：为了提高B粉在氧弹中的燃烧效率,从而准确测得B粉的实际燃烧放热量,以便对不同来源的B粉进行质量评估,进而为含B富燃料推进剂的配方设计及能量预估提供依据。建立了一种能使硼粉充分燃烧并测得其放热量的方法,以双铅-2推进剂(SQ-2)作助燃剂,丙酮作溶剂,采取干法与湿法相结合的方式制备样品,利用恒温式氧弹量热仪测试样品燃烧放热量,并计算B粉燃烧效率,采用Fluent软件对B粉燃烧过程中的氧弹内流场进行数值模拟,分析氧弹内温度及氧气浓度随时间的分布,研究了SQ-2与B粉的混合质量比、充氧压强、坩埚位置、坩埚大小及有无挡板对B粉燃烧效率的影响。结果表明,SQ-2与B粉的最佳混合质量比为10∶1;最佳充氧压强为3 MPa;选择内径大(最佳内径17 mm)、高度低(最佳高度5 mm)的坩埚,并减小坩埚与氧弹底部的距离(最佳距离10 mm),同时选用不含挡板的坩埚支架,可为B粉创造良好的燃烧环境,在氧弹中的最大燃烧效率可达99.36%。

摘要：为了获得固体发动机在立式贮存条件下药柱的结构响应特性,针对HTPB复合固体推进剂开展了不同应力水平下的蠕变试验,并拟合了蠕变本构模型。采用建立的推进剂蠕变本构模型对某发动机开展了立式贮存条件下的结构响应分析,获得了贮存过程中发动机药柱应力应变变化规律。针对该发动机设计开展了为期2周的立式贮存试验,测试获得了贮存过程中药柱前后端面的下沉位移变化,并与仿真结果进行了对比。结果表明,建立的推进剂蠕变本构模型可以较好地模拟药柱立贮过程中的蠕变响应,贮存过程中前人工脱黏层根部位置处为药柱的结构薄弱位置,立式贮存1年后其药柱底部端面轴向下沉位移约为1.38 mm。

摘要：针对燃烧室高速气流中低压组织燃烧需求,本文分析驻涡稳定器-径向稳定器组合结构的燃烧性能,对驻涡燃烧室传焰和稳焰结构的优化设计提供支撑。研究采用实验和数值模拟相结合的方法,在0.06~0.08MPa的负压条件下,获得了组合稳定器结构的燃烧效率、出口温度分布和热态流场。结果表明,径向稳定器的存在使得燃烧室出口产生了明显的温度不均匀现象;降低燃烧室总压将导致燃烧效率明显恶化,总压每下降0.01MPa,对应的燃烧效率将下降约5%。燃烧区的位置与流场息息相关,在热态燃烧过程中,高温区集中在凹腔侧边和径向稳定器外侧,燃烧室中央部分存在来源于凹腔值班级、并沿径向稳定器传播的火焰。余气系数的提升将增加主流供油的穿透深度,导致燃烧区进一步集中在燃烧室两侧,出口温度不均匀程度将由此上升,当余气系数下降到2以下时,燃烧室两侧燃油的富集将导致燃烧效率下降。

摘要：针对某包含引射、亚燃两模态（马赫数为0～4．0）的支板式火箭基组合循环（rocket based combinedcycle）发动机地面集成试验，设计了样机用带支板的二元进气道．数值模拟对比分析了在亚燃模态下进气道加入支板前后的性能以及流道内的流动情况，验证了设计的合理性，并且给出了支板位置以及构型的改变引起RBCC发动机进气道性能变化的规律和优化设计结果．