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高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验

推进技术 2023年第8期44卷 210-218页

作者：麻军德张洪春于广雷西安航天动力试验技术研究所陕西西安710100

高焓风洞是进行吸气式发动机地面模拟试验的重要设施,为满足高温、高压来流模拟的需求,研制了一种基于液氧酒精燃烧的空气加热器。该加热器采用液液自击喷注与空气直流分区组织燃烧,并利用等离子体点火器实现中心点火,生成高焓来流。10k... 详细信息

高焓风洞是进行吸气式发动机地面模拟试验的重要设施,为满足高温、高压来流模拟的需求,研制了一种基于液氧酒精燃烧的空气加热器。该加热器采用液液自击喷注与空气直流分区组织燃烧,并利用等离子体点火器实现中心点火,生成高焓来流。10kg/s量级燃烧加热器点火调试表明:该装置点火启动迅速,建压平稳并在点火器关闭后维持了稳定来流的生成,覆盖范围宽,在地面试验领域具有良好的应用前景。

关键词：高焓风洞空气液氧酒精三组元燃烧加热试验加热器

Ni-Ir/AlO负载型催化剂的制备及其用于水合肼分解制氢性能

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金属学报 2023年

作者：杜宗罡徐涛李宁李文生邢钢巨璐赵利华吴华田育成西安航天动力试验技术研究所

采用一种简单的浸渍-还原工艺制备出镍-铱/氧化铝(Ni-Ir/Al2O3)负载型催化剂用于水合肼(N2H4·H2O)催化分解制氢。该催化剂是将活性组分Ni-Ir负载于颗粒状Al2O3载体上制备而成，采用TEM、XRD、XPS、BET和H2-TPD等对其结构进行表征，并结... 详细信息

采用一种简单的浸渍-还原工艺制备出镍-铱/氧化铝(Ni-Ir/Al2O3)负载型催化剂用于水合肼(N2H4·H2O)催化分解制氢。该催化剂是将活性组分Ni-Ir负载于颗粒状Al2O3载体上制备而成，采用TEM、XRD、XPS、BET和H2-TPD等对其结构进行表征，并结合N2H4·H2O催化分解制氢实验开展了催化剂配方优化、催化反应动力学及循环耐久性研究。结果表明，粒径约2～4 nm的Ni-Ir合金活性金属均匀负载于Al2O3载体表面，Ni60Ir40/Al2O3催化剂在293～353K温度范围内均表现出优异的肼催化分解活性(>200 h-1)，在该宽温域范围内的制氢选择性高达99%以上，且该催化剂具有优异的耐久性，在303K条件下循环5次后仍保持99%以上的氢选择性，而反应速率仅由249.2h-1略减至225.0h-1，活性衰减约9.7%。此外，对N2H4·H2O分解制氢反应动力学及各相关参数的影响进行了研究，包括温度、N2H4·H2O浓度、 NaOH助剂浓度和催化剂用量，得到其反应动力学方程为r=-k[N2H4·H2O]0.346/0.054[NaOH]0.307[Catalyst]1.004，并初步探究了催化剂在制氢反应过程的活性衰减原因。

关键词：催化剂水合肼制氢反应动力学

冲压发动机试验面内小位移高精度摄影测量方法

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载人航天 2023年第2期29卷 223-228页

作者：高林西安航天动力试验技术研究所西安710100

针对冲压发动机试验滑动密封段受噪声和背景强光干扰导致标记或散斑图像相关性损失,而传统的DIC算法不能很好工作的问题,提出了一种面内水平和垂直位移的高精度、高鲁棒且高效的测量方法。首先,采用Canny算子对标记图像滤波后进行拉格... 详细信息

针对冲压发动机试验滑动密封段受噪声和背景强光干扰导致标记或散斑图像相关性损失,而传统的DIC算法不能很好工作的问题,提出了一种面内水平和垂直位移的高精度、高鲁棒且高效的测量方法。首先,采用Canny算子对标记图像滤波后进行拉格朗日插值;然后,对插值后图像进行亚像素阈值分割,并取ROI区域进行形态学闭运算寻找标记轮廓,实现了亚像素级边缘检测;最后,采用一阶中心矩法计算相对位移,得到了精确的亚像素位移值,并基于卡尔曼滤波法提升了位移测量的精度。结果表明:该方法保持了空域亚像素图像的测量速度,在当前配置计算机上获得了较好的鲁棒性和150帧/s的执行效率,使用卡尔曼滤波后测量精度提高了约3倍。

关键词：冲压发动机试验面内小位移摄影测量卡尔曼滤波

超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀动态仿真

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固体火箭技术 2024年第2期47卷 164-172页

作者：廖栩锋田维平王健儒曹涛锋西安航天动力技术研究所西安710025 航天动力技术研究院西安710025

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的... 详细信息

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的合理性。以此状态结果为瞬态计算的初场,进行相应的化学烧蚀动态仿真计算。该喷管的矢量角放大系数在0.5 s仿真时间内因壁面退移减小了0.42%,对称面下侧分离线结构附近因燃气流动受阻成为喷管烧蚀最严重的位置,烧蚀率为0.074 5 mm/s。增大燃烧室压强或温度,会导致同周向位置的分离线后侧与前侧壁面烧蚀率比值减小。对于分离线附近型面变化较小处,压强5.5 MPa增加到7.5 MPa,该比值减小了10%,温度3200 K增加到3600 K减小了15%。

关键词：超音速分离线喷管化学烧蚀动网格数值仿真

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试车台液氧流量测量及原位校准技术研究

导弹与航天运载技术（中英文） 2023年第2期 42-46,108页

作者：高强高炎尹军伟西安航天动力试验技术研究所西安710100 航天推进技术研究院西安710100

基于试车台液氧流量测量精度提升的需求,开展了液氧流量测量及原位校准技术研究,针对某新建液氧煤油发动机试车台分析了以分节式电容液面计为基准的试车台液氧流量原位校准过程、液氧供应管路流场分布、液氧温度测量、涡轮流量计结构优... 详细信息

基于试车台液氧流量测量精度提升的需求,开展了液氧流量测量及原位校准技术研究,针对某新建液氧煤油发动机试车台分析了以分节式电容液面计为基准的试车台液氧流量原位校准过程、液氧供应管路流场分布、液氧温度测量、涡轮流量计结构优化等因素对流量测量准确性的影响,开展了液氧流量测量系统设备结构和工艺流程的优化改进,规范了原位校准过程及温度修正、压力修正、容积修正等数据处理方法。通过原位校准试验获得了试车台液氧管路涡轮流量计特性参数,应用于YF-100系列发动机试车,流量测量天地一致性良好,对准确评价发动机性能和火箭总体弹道设计具有重要意义。

关键词：试车台原位校准平均流量涡轮流量计

海态环境下舰载固体火箭发动机药柱损伤机理研究

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固体火箭技术 2023年第4期46卷 551-556页

作者：孙新智何景轩沙宝林郜捷西安航天动力技术研究所西安710025

为研究某舰载固体火箭发动机在巡航状态下药柱的损伤情况,评估其在摇摆载荷作用下的力学结构响应和安全裕度。首先,开展了所用HTPB推进剂的循环载荷拉伸试验,拟合出载荷-寿命(S-N)曲线;之后,建立了全尺寸固体火箭发动机模型,通过有限元... 详细信息

为研究某舰载固体火箭发动机在巡航状态下药柱的损伤情况,评估其在摇摆载荷作用下的力学结构响应和安全裕度。首先,开展了所用HTPB推进剂的循环载荷拉伸试验,拟合出载荷-寿命(S-N)曲线;之后,建立了全尺寸固体火箭发动机模型,通过有限元分析方法计算得到发动机药柱的应力和应变,得到其最大Mises应力为0.03 MPa,最大主应变为1.746%;最后,结合S-N曲线得到舰艇巡航一定时间后药柱能承受的循环载荷上限值,评估不同巡航时间下发动机药柱的安全系数。结果表明,固体火箭发动机随舰艇巡航一段时间后,药柱危险点位于前人工脱粘层凸环界面,不会直接使发动机药柱受到破坏,但会影响发动机的安全裕度。

关键词：固体火箭发动机结构完整性舰载条件摇摆载荷 S-N曲线疲劳损伤安全裕度

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低温液氧过冷方案对比分析与试验研究

航空动力学报 2023年第12期38卷 2905-2911页

作者：孙强马原高炎高强厉彦忠西安交通大学能源与动力工程学院西安710049 航天推进技术研究院西安航天动力试验技术研究所西安710100

从燃料密度、显冷量和贮箱增压压力等方面阐述了采用过冷液氧推进剂的性能优势。以获取66 K过冷液氧为目标,从低温工质消耗、功率消耗、系统复杂性和安全性等多个方面对液氧抽空减压、负压液氮浴换热和氦制冷循环3种过冷方案进行了定量... 详细信息

从燃料密度、显冷量和贮箱增压压力等方面阐述了采用过冷液氧推进剂的性能优势。以获取66 K过冷液氧为目标,从低温工质消耗、功率消耗、系统复杂性和安全性等多个方面对液氧抽空减压、负压液氮浴换热和氦制冷循环3种过冷方案进行了定量与定性对比。针对液氮浴过冷技术进一步对比了单级与两级过冷方案,最终建议采用常压+负压两级液氮浴过冷方案获取66 K深度过冷液氧,并基于该方案搭建了半工业级液氧深度过冷验证平台,成功将液氮过冷至66 K以下。试验表明在0~3 L/s的液氧流量范围内,由于管道漏热,液氧过冷加注过程中其温度随着流量增大而降低。本试验验证了两级液氮浴过冷方案的可行性,为低温火箭发射场推进剂加注系统升级提供了理论及技术参考。

关键词：液氧深度过冷方案对比性能优势液氮浴过冷两级过冷

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一种三扰流片机构的侧向力调节特性

航空动力学报 2023年

作者：张汝衡杨军姚保江杨石林张兵峰西安航天动力技术研究院西安航天动力技术研究所

针对扰流片机构三个扰流片圆周对称的布局特点、径向旋转的作动方式，本文提出一种仅以三扰流片旋转角为变量的侧向力计算方案。数值计算和试验结果表明，该扰流片机构进行推力矢量调节时，喷管扩张段壁面几乎不产生侧向力，侧向力主要... 详细信息

针对扰流片机构三个扰流片圆周对称的布局特点、径向旋转的作动方式，本文提出一种仅以三扰流片旋转角为变量的侧向力计算方案。数值计算和试验结果表明，该扰流片机构进行推力矢量调节时，喷管扩张段壁面几乎不产生侧向力，侧向力主要由三个扰流片配合差动产生。俯仰侧力与2号扰流片和1、3号扰流片旋转角平均值之差呈正相关；偏航侧力与1、3号扰流片旋转角之差呈正相关。在进行52°～23°以内的小角度调节时，三扰流片间气动力干扰很小，在3％以内，推力损失与扰流片旋转角近似呈线性关系。侧向力计算结果与试验结果偏差在6%以内，验证了该方法的正确性，所提出的计算式具有封闭可解性，能够根据推力损失和俯偏方向的期望侧向力反向求解出目标旋转角，进而提供一种三扰流片机构姿态调节的方法。

关键词：推力矢量控制扰流片侧向控制力气动特性姿态调节

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不同摆角超声速分离线喷管烧蚀数值研究

推进技术 2024年

作者：廖栩锋田维平王健儒曹涛锋西安航天动力技术研究所航天动力技术研究院

建立了适用于超声速分离线喷管的三维烧蚀仿真方法，与试验结果对比验证了其有效性，对不同摆角的喷管烧蚀状况进行了数值仿真。结果表明，由于喷管型面改变，分离线附近烧蚀率出现骤升骤降的复杂变化。分离线前侧壁面大部分位置烧蚀率... 详细信息

建立了适用于超声速分离线喷管的三维烧蚀仿真方法，与试验结果对比验证了其有效性，对不同摆角的喷管烧蚀状况进行了数值仿真。结果表明，由于喷管型面改变，分离线附近烧蚀率出现骤升骤降的复杂变化。分离线前侧壁面大部分位置烧蚀率受摆角影响较小，仅下侧点位置附近由于燃气流动受阻烧蚀率随摆角增大而增大，当摆角5°时，为喷管整体烧蚀最严重区域，烧蚀率为79.4 μm/s。分离线后侧壁面烧蚀率受摆角影响较大，且整体高于前侧。在分离线下游上侧边界线，烧蚀率会快速出现一个峰值，且出现位置随摆角增大后移，从0°的59.7 mm后移5°的65.3 mm处。摆角5°时，由于下侧激波切割了流场，导致了上侧边界线x=130 mm燃气流动出现分离现象，烧蚀率在此处回升到5.8 μm/s。

关键词：固体火箭发动机超声速分离线喷管烧蚀摆动角度流动特性