推进技术
2002年第23卷第3期文章目次
2002, 23(3):177-181.
摘要:
从预冷与启动过程推进剂供应管路内低温瞬变流计算、启动过程涡轮泵动态模型、燃烧室内点火过程动态模型、发动机瞬变模型的降阶方法及发动机系统动态方程解算的数值方法等几个方面 ,介绍了液氢液氧发动机预冷与启动过程数值模拟研究现状 ,分析了存在的问题 ,指出了进一步开展研究的方向
从预冷与启动过程推进剂供应管路内低温瞬变流计算、启动过程涡轮泵动态模型、燃烧室内点火过程动态模型、发动机瞬变模型的降阶方法及发动机系统动态方程解算的数值方法等几个方面 ,介绍了液氢液氧发动机预冷与启动过程数值模拟研究现状 ,分析了存在的问题 ,指出了进一步开展研究的方向
2002, 23(3):182-185.
摘要:
应用颗粒轨道模型 ,连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散 ,并对纵、横加速度载荷均为2 0g、 30g和 35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明 ,有纵横加速度载荷的情况下 ,发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流 ,对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀 ,明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态 ,同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性 ,为发动机绝热层异常烧蚀机理分析提供了理论依据
应用颗粒轨道模型 ,连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散 ,并对纵、横加速度载荷均为2 0g、 30g和 35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明 ,有纵横加速度载荷的情况下 ,发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流 ,对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀 ,明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态 ,同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性 ,为发动机绝热层异常烧蚀机理分析提供了理论依据
2002, 23(3):186-188.
摘要:
针对高性能军用发动机实现不加力超声速巡航所需要高推力性能的要求 ,并兼顾经济性 ,提出了发动机设计点热力参数的优化选择方案 ,并利用建立的发动机仿真程序 ,对某型发动机进行了计算 ,对提出的方案进行了验证
针对高性能军用发动机实现不加力超声速巡航所需要高推力性能的要求 ,并兼顾经济性 ,提出了发动机设计点热力参数的优化选择方案 ,并利用建立的发动机仿真程序 ,对某型发动机进行了计算 ,对提出的方案进行了验证
2002, 23(3):189-192.
摘要:
考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应 ,风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性 ,加力燃烧室供油管的充油时间等因素 ,提出了模拟低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机过渡过程的计算方法。以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道 3个容积室的动态方程为基础 ,详细分析计算了某发动机过渡态的性能 ,用很小的时间步长逐渐逼近 ,计算不需要迭代 ,速度快 ,精度满足工程要求
考虑混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道的容积效应 ,风扇、压气机、高压和低压涡轮等部件的特性 ,加力燃烧室供油管的充油时间等因素 ,提出了模拟低涵道比混合排气加力涡轮风扇发动机过渡过程的计算方法。以混合室加力燃烧室、主燃烧室和外涵道 3个容积室的动态方程为基础 ,详细分析计算了某发动机过渡态的性能 ,用很小的时间步长逐渐逼近 ,计算不需要迭代 ,速度快 ,精度满足工程要求
2002, 23(3):192-192.
摘要:
对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划ＨＳＡＤ ,旨将哈姆导弹 (ＨＡＲＭ)升级为更高速反辐射导弹ＨＳＡＲＭ ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Ａｒｍｉｇｅｒ,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器ＶＥＳＴＡ ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ＡＳＭＰＡ ,以取代现役的ＡＳＭＰ导弹。ＶＥＳＴＡ发动机比ＡＳＭＰ的
对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划ＨＳＡＤ ,旨将哈姆导弹 (ＨＡＲＭ)升级为更高速反辐射导弹ＨＳＡＲＭ ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Ａｒｍｉｇｅｒ,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器ＶＥＳＴＡ ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ＡＳＭＰＡ ,以取代现役的ＡＳＭＰ导弹。ＶＥＳＴＡ发动机比ＡＳＭＰ的
2002, 23(3):193-197.
摘要:
用三维湍流N S方程和单步快速不可逆化学反应描述液氧 煤油液体火箭发动机预燃室内的三维湍流和燃烧过程。采用同位网格和SIMPLE算法求解控制方程 ,得到了喷注单元和预燃室内参数的详细分布。结果表明 ,预燃室结构设计合理 ,其出口处燃气浓度、温度分布均匀 ,质量加权平均温度与实际温度接近。同时表明 ,预燃室头部的喷注单元和液氧二次喷注孔的结构排列 ,喷注单元的流动和燃烧状况 ,液氧二次喷注孔的入口参数等 ,对预燃室出口燃气温度等参数分布的均匀性影响很大
用三维湍流N S方程和单步快速不可逆化学反应描述液氧 煤油液体火箭发动机预燃室内的三维湍流和燃烧过程。采用同位网格和SIMPLE算法求解控制方程 ,得到了喷注单元和预燃室内参数的详细分布。结果表明 ,预燃室结构设计合理 ,其出口处燃气浓度、温度分布均匀 ,质量加权平均温度与实际温度接近。同时表明 ,预燃室头部的喷注单元和液氧二次喷注孔的结构排列 ,喷注单元的流动和燃烧状况 ,液氧二次喷注孔的入口参数等 ,对预燃室出口燃气温度等参数分布的均匀性影响很大
2002, 23(3):198-201.
摘要:
以汽油 /空气两相混气为可爆混合物 ,采用汽油机点火系统和半导体高能点火系统 ,实验研究了不同点火频率对脉冲爆震室中不同位置脉冲爆震波压力的影响。结果发现 ,充满度大 ,产生的紊流强度大 ,有利于爆震波的形成 ;在大多数情况下 ,用低能量 (5 0mJ)的点火系统点火时 ,点火频率大于实际产生的爆震频率 ;用高能(1J)点火系统时 ,可缩短从爆燃向爆震转变 (DDT)的距离 ,易产生爆震 ,所得爆震波的峰值压力明显增大。所得结果可为脉冲爆震发动机的设计、爆震点火系统选型提供重要参考
以汽油 /空气两相混气为可爆混合物 ,采用汽油机点火系统和半导体高能点火系统 ,实验研究了不同点火频率对脉冲爆震室中不同位置脉冲爆震波压力的影响。结果发现 ,充满度大 ,产生的紊流强度大 ,有利于爆震波的形成 ;在大多数情况下 ,用低能量 (5 0mJ)的点火系统点火时 ,点火频率大于实际产生的爆震频率 ;用高能(1J)点火系统时 ,可缩短从爆燃向爆震转变 (DDT)的距离 ,易产生爆震 ,所得爆震波的峰值压力明显增大。所得结果可为脉冲爆震发动机的设计、爆震点火系统选型提供重要参考
2002, 23(3):202-206.
摘要:
采用两方程RNGk ε湍流模型 ,通过非结构网格上的SIMPLE算法 ,对某远程火箭弹控制系统燃气源复杂通道内流场进行了冷流数值模拟 ,获得了通道内各气流参量的三维分布 ,了解了燃气源内各处特别是控制气流流经的迷宫形多层导热套环结构内的气流流动特性 ,计算结果与实验结果基本吻合。
采用两方程RNGk ε湍流模型 ,通过非结构网格上的SIMPLE算法 ,对某远程火箭弹控制系统燃气源复杂通道内流场进行了冷流数值模拟 ,获得了通道内各气流参量的三维分布 ,了解了燃气源内各处特别是控制气流流经的迷宫形多层导热套环结构内的气流流动特性 ,计算结果与实验结果基本吻合。
2002, 23(3):207-208,222.
摘要:
研究了一种 4 0°撞击角双股自击式喷嘴冷流特性和热试验流量系数。冷流试验以常温水为介质 ,用激光散射测粒仪和探针研究了该喷嘴的雾化质量和流强分布。在 1 35MPa～ 1 75MPa的喷嘴压降下该喷嘴椭圆形喷雾的喷雾锥角为 2 6°～ 38°,流强呈单峰型分布。统计研究了该喷嘴冷试验和在液氧介质下热试验时的喷嘴流量系数 ,流量系数在 0 6～ 0 8之间
研究了一种 4 0°撞击角双股自击式喷嘴冷流特性和热试验流量系数。冷流试验以常温水为介质 ,用激光散射测粒仪和探针研究了该喷嘴的雾化质量和流强分布。在 1 35MPa～ 1 75MPa的喷嘴压降下该喷嘴椭圆形喷雾的喷雾锥角为 2 6°～ 38°,流强呈单峰型分布。统计研究了该喷嘴冷试验和在液氧介质下热试验时的喷嘴流量系数 ,流量系数在 0 6～ 0 8之间
2002, 23(3):209-212.
摘要:
以LU SGS GE隐式格式和MUSCLTVD迎风格式为基础 ,结合壁面函数方法和简单的混合长度湍流模型 ,对三维可压缩雷诺平均N S方程进行求解。叶列间参数的传递采用混合平面方法并应用了微机网络并行计算技术。计算得到了NASA 35号低展弦比、跨声速轴流压气机级 70 %和 90 %设计转速下的全工况性能曲线 ,并重点分析了其中一些典型工况下的内部流场。计算与实验结果的对比表明 ,此方法能快速得到三维粘性流场的流动特性且计算精度较高 ,可用来模拟跨声速轴流压气机级内的全工况三维粘性流动
以LU SGS GE隐式格式和MUSCLTVD迎风格式为基础 ,结合壁面函数方法和简单的混合长度湍流模型 ,对三维可压缩雷诺平均N S方程进行求解。叶列间参数的传递采用混合平面方法并应用了微机网络并行计算技术。计算得到了NASA 35号低展弦比、跨声速轴流压气机级 70 %和 90 %设计转速下的全工况性能曲线 ,并重点分析了其中一些典型工况下的内部流场。计算与实验结果的对比表明 ,此方法能快速得到三维粘性流场的流动特性且计算精度较高 ,可用来模拟跨声速轴流压气机级内的全工况三维粘性流动
2002, 23(3):213-215.
摘要:
为了解决某型发动机旋转失速、喘振问题 ,在深入分析其原因的基础上 ,提出了对该型发动机从生产、使用和修理等多个环节进行综合治理的方案。为了扩大发动机的稳定裕度 ,把第二级静叶的安装角加大了 2° ,并通过调整喷口面积来弥补对发动机性能的影响 ,进行了相应的试验 ,结果表明 ,这种方法对于减少大修发动机失速、喘振是有效的 ,可行的。
为了解决某型发动机旋转失速、喘振问题 ,在深入分析其原因的基础上 ,提出了对该型发动机从生产、使用和修理等多个环节进行综合治理的方案。为了扩大发动机的稳定裕度 ,把第二级静叶的安装角加大了 2° ,并通过调整喷口面积来弥补对发动机性能的影响 ,进行了相应的试验 ,结果表明 ,这种方法对于减少大修发动机失速、喘振是有效的 ,可行的。
2002, 23(3):216-218.
摘要:
应用逐级动态压缩系统模拟技术 ,对某型发动机核心压气机系统的过失速 喘振行为进行了模拟分析 ,发展了相应的控制主燃烧室切油速率的消除喘振方法。结果表明 ,主燃烧室切油速率是实施喘振消除的关键 ,但伴随着压缩系统喘振的消除 ,发动机涡轮进口总温迅速下降 ,这将对发动机性能产生不利影响。
应用逐级动态压缩系统模拟技术 ,对某型发动机核心压气机系统的过失速 喘振行为进行了模拟分析 ,发展了相应的控制主燃烧室切油速率的消除喘振方法。结果表明 ,主燃烧室切油速率是实施喘振消除的关键 ,但伴随着压缩系统喘振的消除 ,发动机涡轮进口总温迅速下降 ,这将对发动机性能产生不利影响。
2002, 23(3):219-222.
摘要:
为了模拟有相对运动的多体非定常绕流 ,发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器。作为方法验证 ,模拟了俯仰振动的NACA0 0 12翼型绕流 ,计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形 ,对高超声速验证飞行器助推分离段流场进行了数值研究 ,得到了不同时刻由于多体相对运动形成的干扰流场结构以及分离过程的气动力参数。
为了模拟有相对运动的多体非定常绕流 ,发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器。作为方法验证 ,模拟了俯仰振动的NACA0 0 12翼型绕流 ,计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形 ,对高超声速验证飞行器助推分离段流场进行了数值研究 ,得到了不同时刻由于多体相对运动形成的干扰流场结构以及分离过程的气动力参数。
2002, 23(3):223-225.
摘要:
应用有效的冷气喷射模型 ,结合涡轮叶栅三维流场计算程序 ,对叶片尾缘对开缝喷气进行了数值模拟。从栅后速度场、总压场以及气流角分布的角度 ,研究了射流与主流的掺混及干扰过程 ,结果表明 :采用对开缝喷气的涡轮叶栅 ,在尾缘附近射流与尾迹的掺混占主导地位 ,经过一段距离后 ,尾迹与主流的掺混起主要作用 ,而且后缘对开缝喷气对尾迹的流动结构及漂移过程有一定的影响。
应用有效的冷气喷射模型 ,结合涡轮叶栅三维流场计算程序 ,对叶片尾缘对开缝喷气进行了数值模拟。从栅后速度场、总压场以及气流角分布的角度 ,研究了射流与主流的掺混及干扰过程 ,结果表明 :采用对开缝喷气的涡轮叶栅 ,在尾缘附近射流与尾迹的掺混占主导地位 ,经过一段距离后 ,尾迹与主流的掺混起主要作用 ,而且后缘对开缝喷气对尾迹的流动结构及漂移过程有一定的影响。
2002, 23(3):226-229.
摘要:
用五孔探针测量了带射流冲击的短扰流柱排内的流场 ,并用压力扫描阀测量了端壁和柱面的压力分布 ,分析了在涡轮叶片尾缘区内射流冲击强化扰流柱排通道内换热的机理。研究发现 ,带射流冲击时流动在靠近扰流柱表面附近速度较大 ,在对称中心区域有大片低速区 ,压力系数远远小于无射流时情况 ,气流经过孔板后压力系数迅速下降 ,达到最小值 ,沿流动方向压力系数逐渐恢复。随喷射雷诺数增大 ,扰流柱表面的分离点位置后移。总结出了实验工况范围内带射流冲击的短扰流柱排内压力损失系数与雷诺数之间的经验公式 ,便于工程实际应用
用五孔探针测量了带射流冲击的短扰流柱排内的流场 ,并用压力扫描阀测量了端壁和柱面的压力分布 ,分析了在涡轮叶片尾缘区内射流冲击强化扰流柱排通道内换热的机理。研究发现 ,带射流冲击时流动在靠近扰流柱表面附近速度较大 ,在对称中心区域有大片低速区 ,压力系数远远小于无射流时情况 ,气流经过孔板后压力系数迅速下降 ,达到最小值 ,沿流动方向压力系数逐渐恢复。随喷射雷诺数增大 ,扰流柱表面的分离点位置后移。总结出了实验工况范围内带射流冲击的短扰流柱排内压力损失系数与雷诺数之间的经验公式 ,便于工程实际应用
2002, 23(3):230-232.
摘要:
通过改变进气流量、气流背压 ,实验研究了航空发动机加力燃烧室筒体纵向波纹板隔热屏通道结构对换热特性的影响。对无孔、每波两排孔和每波六排孔三种结构的实验结果表明 ,波纹板的换热效果远高于平板型 ,随着波纹板上的孔排数增加 ,换热效果增大 ;波形对波纹板的壁温和Nu数影响很大 ,密流比对Nu数的影响与波孔排数有关。得到的纵向波纹通道的平均换热经验公式 ,可用于指导加力燃烧室隔热屏的设计
通过改变进气流量、气流背压 ,实验研究了航空发动机加力燃烧室筒体纵向波纹板隔热屏通道结构对换热特性的影响。对无孔、每波两排孔和每波六排孔三种结构的实验结果表明 ,波纹板的换热效果远高于平板型 ,随着波纹板上的孔排数增加 ,换热效果增大 ;波形对波纹板的壁温和Nu数影响很大 ,密流比对Nu数的影响与波孔排数有关。得到的纵向波纹通道的平均换热经验公式 ,可用于指导加力燃烧室隔热屏的设计
2002, 23(3):233-236.
摘要:
为了防止叶 /盘结构在正常工作条件下出现危险的共振 ,从工程设计角度出发 ,讨论了用有限元法对刚性盘上单个叶片的振动分析、用波传播技术对叶 /盘耦合振动及轮盘振动分析中的几个问题。对振动分析中应注意的计算频率阶数确定、激振力选取及共振点确定等问题给出了具体处理方法。计算得到的叶片、轮盘振动特性分析结果与实测结果相符。给出的处理方法可用于叶 /盘结构的振动设计分析和排故。
为了防止叶 /盘结构在正常工作条件下出现危险的共振 ,从工程设计角度出发 ,讨论了用有限元法对刚性盘上单个叶片的振动分析、用波传播技术对叶 /盘耦合振动及轮盘振动分析中的几个问题。对振动分析中应注意的计算频率阶数确定、激振力选取及共振点确定等问题给出了具体处理方法。计算得到的叶片、轮盘振动特性分析结果与实测结果相符。给出的处理方法可用于叶 /盘结构的振动设计分析和排故。
2002, 23(3):237-239.
摘要:
模拟高性能航空发动机涡轮叶片弦中区冷却结构 ,建立冲击粗糙复合冷却实验模型。通过对大量实验数据的分析和整理 ,建立了换热准则关系式。与实验结果对比表明 :该准则关系式与实验实测数据吻合较好 ,精度较高 ,对于冲击粗糙肋壁面复合冷却技术的研究和工程结构设计都具有一定的指导价值
模拟高性能航空发动机涡轮叶片弦中区冷却结构 ,建立冲击粗糙复合冷却实验模型。通过对大量实验数据的分析和整理 ,建立了换热准则关系式。与实验结果对比表明 :该准则关系式与实验实测数据吻合较好 ,精度较高 ,对于冲击粗糙肋壁面复合冷却技术的研究和工程结构设计都具有一定的指导价值
2002, 23(3):240-244.
摘要:
首先分析了稳态等离子体推力器性能对磁场的要求 ,据此介绍了磁路系统的工程设计原则和方法 ;然后 ,采用ANSYS大型有限元分析软件对一个具体的稳态等离子体推力器在额定工况下的磁场进行了计算 ,获得了满意的结果。通过对结果的分析获得了对有关现象的直观深入的认识 ,为所计算具体推力器的改进设计提供了线索 ;同时 ,也证实了以ANSYS为软件平台的稳态等离子体推力器磁路系统计算机数值仿真辅助设计的可行性和有效性。
首先分析了稳态等离子体推力器性能对磁场的要求 ,据此介绍了磁路系统的工程设计原则和方法 ;然后 ,采用ANSYS大型有限元分析软件对一个具体的稳态等离子体推力器在额定工况下的磁场进行了计算 ,获得了满意的结果。通过对结果的分析获得了对有关现象的直观深入的认识 ,为所计算具体推力器的改进设计提供了线索 ;同时 ,也证实了以ANSYS为软件平台的稳态等离子体推力器磁路系统计算机数值仿真辅助设计的可行性和有效性。
2002, 23(3):245-248.
摘要:
为了改善高燃速丁羟推进剂的低温力学性能 ,设计合成了AO系列界面助剂 ,并在丁羟高燃速实验配方中验证了它们的使用效能。结果表明AO助剂大幅度提高了高燃速实验配方的低温力学性能 ,在常温强度相当的条件下 ,- 4 0℃下最大伸长率由 4 0 %左右提高到 5 5 %以上。实验结果也显示助剂与粘合剂的表面张力值越接近 ,工艺性能越好。文中还通过漫反射红外光谱 (DRIR)和动态热机械分析 (DMA)对界面助剂的作用机理作了简要探讨。
为了改善高燃速丁羟推进剂的低温力学性能 ,设计合成了AO系列界面助剂 ,并在丁羟高燃速实验配方中验证了它们的使用效能。结果表明AO助剂大幅度提高了高燃速实验配方的低温力学性能 ,在常温强度相当的条件下 ,- 4 0℃下最大伸长率由 4 0 %左右提高到 5 5 %以上。实验结果也显示助剂与粘合剂的表面张力值越接近 ,工艺性能越好。文中还通过漫反射红外光谱 (DRIR)和动态热机械分析 (DMA)对界面助剂的作用机理作了简要探讨。
2002, 23(3):249-251,264.
摘要:
利用快速热裂解原位反应池 (气体原位反应池 ) /快速扫描傅里叶变换红外光谱 (RSFT IR)和固体原位反应池 /RSFT IR联用装置 ,实时测定了NEPE推进剂粘合剂气相及凝聚相热裂解产物 ,研究获得了在线性升温条件下NEPE推进剂粘合剂的热分解特征 ,并讨论了其热分解机理。
利用快速热裂解原位反应池 (气体原位反应池 ) /快速扫描傅里叶变换红外光谱 (RSFT IR)和固体原位反应池 /RSFT IR联用装置 ,实时测定了NEPE推进剂粘合剂气相及凝聚相热裂解产物 ,研究获得了在线性升温条件下NEPE推进剂粘合剂的热分解特征 ,并讨论了其热分解机理。
2002, 23(3):252-257.
摘要:
利用X射线衍射技术研究了NEPE推进剂中聚乙二醇的结晶特性。探讨了填料、化学交联和增塑剂对聚乙二醇结晶的影响 ,实验结果表明上述几种因素都会显著降低聚乙二醇的结晶性
利用X射线衍射技术研究了NEPE推进剂中聚乙二醇的结晶特性。探讨了填料、化学交联和增塑剂对聚乙二醇结晶的影响 ,实验结果表明上述几种因素都会显著降低聚乙二醇的结晶性
2002, 23(3):258-261.
摘要:
运用高压差示扫描量热法和热重法研究了普通级以及纳米级的铝、镍、铜金属粉对于HMX热分解特性的影响 ,结果表明 ,纳米铜对于HMX的凝聚相分解作用最明显 ,且这种催化作用会由于纳米铜含量的减少或体系压强的增大而变弱。基于恒温DSC实验数据计算得到的活化能结果 ,提出了纳米铜对于HMX热分解的一次催化 ,二次催化以及反应作用部位的观点
运用高压差示扫描量热法和热重法研究了普通级以及纳米级的铝、镍、铜金属粉对于HMX热分解特性的影响 ,结果表明 ,纳米铜对于HMX的凝聚相分解作用最明显 ,且这种催化作用会由于纳米铜含量的减少或体系压强的增大而变弱。基于恒温DSC实验数据计算得到的活化能结果 ,提出了纳米铜对于HMX热分解的一次催化 ,二次催化以及反应作用部位的观点
2002, 23(3):262-264.
摘要:
采用CO2 激光点火装置研究了GAP包覆硼对含硼推进剂点火性能的影响 ,并采用扫描电镜 (SEM)观察分析了燃烧残留物。结果表明 ,GAP包覆硼在较高的压力下能改善含硼推进剂的点火性能 ,而且能够改善含硼推进剂的燃烧残渣分散性。
采用CO2 激光点火装置研究了GAP包覆硼对含硼推进剂点火性能的影响 ,并采用扫描电镜 (SEM)观察分析了燃烧残留物。结果表明 ,GAP包覆硼在较高的压力下能改善含硼推进剂的点火性能 ,而且能够改善含硼推进剂的燃烧残渣分散性。
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