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TGA测试含硼富燃料推进剂发火温度实验研究刘林林;何国强;王英红【摘要】The TGA experiment of different boron based fuel-rich propellant in certain conditions was done to investigate the feasibility of the method and the effect of initial temperature, heating rate, mass of propellant, crucible and formula were studied by the change of experiment conditions. The results show that the ignition temperature could be tested accurately by using of TGA and the results have strongs generality; initial temperature and heating rate have little effect on the ignition temperature and the ignition temperature in air is lower than that in argon;the ignition temperature tested with alumina crucible is lower than the one with high pressure crucible;the ignition temperature decreases with the increasing content of HMX, Mg and boron.%采用一定实验条件下的TGA实验,对不同含硼富燃料推进剂发火温度进行测试,以验证方法的可靠性,并在此基础上,研究了初始温度、升温速率、装药量和坩埚等实验条件,以及配方对此方法测定的发火温度的影响.实验结果表明,采用TGA对含硼富燃料推进剂的发火温度进行测试具有较高的精确度,实验结果的通用性也较高；初始温度及升温速率基本不影响此方法测得的推进剂的发火温度；与氩气气氛相比,空气气氛下的含硼富燃料推进剂发火温度降低；在使用高压坩埚的情况下,推进剂的实测发火温度降低；使用HMX代替含硼富燃料推进剂中的AP、使用镁作为金属添加剂,以及增加推进剂中硼粉的含量,都能降低合硼富燃料推进剂的发火温度.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2012(035)005【总页数】5页(P698-702)【关键词】发火温度;含硼富燃料推进剂;TGA;DSC【作者】刘林林;何国强;王英红【作者单位】西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V5120 引言发火温度一般是指材料在空气中加热时，无外来的点火而能自行发火并开始燃烧的温度。
凹腔对含硼固体火箭超燃冲压燃烧特性的影响
凌江;徐义华;孙海俊;刘炜根;冯喜平
【期刊名称】《兵工学报》
【年(卷),期】2022(43)5
【摘要】凹腔常用来增强超燃冲压发动机中空气与燃气掺混、提升火焰稳定性及
燃烧效率,然而超音速燃烧室内的燃气流场特性依赖于凹腔结构及其分布。
为优化
凹腔结构及其分布,提升固体火箭超燃冲压发动机补燃室内的燃烧性能,采用数值方
法计算分析凹腔长深比、后倾斜角对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性的影响。
计算结果表明:在凹腔长度不变时,取凹腔长深比分别为5.00、3.75、3.00、2.50、2.18、1.85、1.67,硼颗粒燃烧效率与比冲随着长深比减小先增大、后减小,在长深
比为1.85时最大;当凹腔长深比为1.85、凹腔后倾角从90°变化到175°时,随着凹
腔后倾角增加,硼颗粒燃烧效率增加,175°时燃烧效率最大,但其总压恢复系数及比冲最小,比冲在165°时最高。
【总页数】9页(P1054-1062)
【作者】凌江;徐义华;孙海俊;刘炜根;冯喜平
【作者单位】南昌航空大学;西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V236
【相关文献】
1.超燃冲压发动机燃烧室中双凹腔对引导氢分布的影响
2.凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响
3.固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析
4.含硼固体火箭冲压发动机中燃气旋流角对补燃室的影响
5.燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响
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微重力环境中的航天器燃烧特性研究随着太空探索的不断发展，航天器在微重力环境中的燃烧特性研究日益受到关注。
微重力环境的特殊性对火焰的形态和燃烧机制产生了显著影响，深入研究微重力下的航天器燃烧特性，对于提高太空任务的安全性和效益至关重要。
本文将探讨微重力环境中航天器燃烧特性的研究现状、影响因素以及可能的应用。
微重力环境中的燃烧过程与地面上的燃烧过程存在着显著差异。
在地球上，燃烧的主要特征是火焰的上升，由于热空气的密度比冷空气小，将形成热气浮力，使火焰向上升腾。
然而，在微重力环境中，火焰不受浮力的限制，呈现出球形或圆柱形的扩散火焰。
研究发现，微重力环境下的火焰形态更加平稳，燃烧速率较地面上的情况更慢。
微重力环境对航天器的燃烧机制产生了重要影响。
在地球上，燃烧依赖于对流传热和扩散传热的协同作用。
然而，在微重力环境下，对流传热受到限制，燃料和氧气之间的质量扩散成为主要的传热方式。
这导致了在微重力环境中火焰的燃烧速率减慢，热释放更为平稳，这对于控制和预测航天器燃烧过程具有重要意义。
航天器的燃烧特性受到多种因素的影响。
一方面，燃料的物理特性和化学性质对燃烧特性起着重要作用。
不同燃料有不同的燃烧行为，理解燃料在微重力环境中的燃烧特性可以为航天器的设计和安全性评估提供参考。
另一方面，航天器内部火焰扩散受到航天器内部形状和流体动力学的影响，这需要通过实验和数值模拟方法进行研究。
微重力环境中航天器燃烧特性的研究对于太空任务的安全性和效益具有重要意义。
对于太空站内的火灾防控，了解微重力下火焰的行为可以帮助设计更有效的防火系统和舱内布局。
此外，航天器的可燃物质在微重力环境中的燃烧特性研究可为太空船的设计和建造提供参考，进一步提高航天器的安全性和救援能力。
未来，在微重力环境中的航天器燃烧特性研究方面，还有许多挑战和机遇。
首先，由于地球上的实验设备无法真实再现微重力环境，需要依靠太空任务或者利用地面实验设施的微重力模拟实验来进行研究。
①国外固体推进剂技术现状和发展趋势刘 建 平(中国航天科技集团公司四院四十二所, 湖北襄樊 441003)摘要: 总结了固体推进剂技术发展情况, 综述了国外固体推进剂技术现状, 重点介绍了国外高能量密度材料、含能粘合剂及 增塑剂、氧化剂、添加剂以及新型固体推进剂的研究进展情况, 并提出了固体推进剂技术今后的发展趋势。
主题词: 固体推进剂; 高能材料; 添加剂; 胶凝推进剂 中图分类号: V 512文献标识码: A前言固体推进剂的发展经历了一个极其漫长的过 程。
但它得到迅速发展是近二、三十年的事, 这在很 大程度上应归功于聚合物化学的兴起, 当然它也与 武器系统发展需求密切相关。
目前, 无论从战略导弹的小型化、机动发射、隐 蔽、低成本和低水平维护要求, 还是从战术导弹的信号和突防、环境、机动性 ( 推力调节)、增大射程、 易损性要求以及航天领域高能、“洁净”等要求, 都 使得固体推进剂研究必须提高推进剂能量密度、改善综合性能及降低成本的方向发展。
此外, 随着冷 战结束及国际局势缓和, 固体推进剂还有一个发展 方向就是和平利用。
认识加深, 并产生了许多有关理论模型。
从固体推进剂发展历史可发现这样一些规律: a . 固体推进剂的能量始终是研究者追求的最 重要目标, 是固体推进剂技术发展的始动力;b . 粘合剂是固体推进剂发展的重要标志, 体现了固体推进剂品种的更新换代;c . 固体推进剂配方最终能否实用, 必须同时满 足性能先进性、技术现实性、成本经济性及使用安 全性四个方面的要求; d . 固体推进剂在其发展过程中逐步打破了“炸 药与火药”、“双基与复合”的传统界限, 形成了相互交融推动发展的局面。
1 3 复合固体推进剂的发展现状近十多年来, 特别是 H T PB 、N E P E 推进剂的 2 固体推进剂发展历史及其规律固体推进剂的发展历史可追溯到十三世纪, 那 出现, 使固体推进剂更加广泛应用于战术、战略导 弹和航天运载领域中。
基于含硼推进剂的微推进器燃烧特性及推进性能李和平;席剑飞;罗淋旺;赵文敬;梁导伦;刘建忠【摘要】In order to study the ignition and combustion characteristics,and propulsion properties of microthrusters using boronbased propellants,the laser ignition test bench was set up.Three different boron-containing propellants (the formulation B/AP,the formula B/KNO3 and the formulation B/AP/HTPB) were modulated,and they were carried on combustion tests in different internal micro-combustion chambers (2～ 6 mm).The experimental results show that with quick burning rate and large thrust,the B/KNO3 has the average thrust of 28.56 mN in the combustion chamber with 2.76 mm inner diameter;with long effect time and large impulse,the formulation B/AP has the maximum impulse of 0.042 28 N · s in the combustion chamber with 4.92 mm inner diameter.The combustion of formulation B/AP/HTPB is more stable,and the addition of adhesive can improve combustion performance,but also reduce the thrust performance.And thrust,specific thrust,impulse,specific impulse and other propulsion performances increase first and then decrease with the increase diameter of combustion chamber.%为研究使用含硼推进剂的微推进器点火燃烧特性及推进性能,搭建了激光点火测试实验台,配制了B/AP、B/KNO3及B/AP/HTPB三种含硼推进剂配方,分别在2～6 mm不同内径微燃烧室中进行了燃烧测试实验.实验结果表明,配方B/KNO3的燃速快,推力大,在内径为2.76 mm燃烧室中的平均推力达到0.028 56 N;配方B/AP的推力作用时间长,冲量大,在内径为4.92 mm燃烧室中的最大冲量为0.042 28 N·s;配方B/AP/HTPB燃烧较稳定,粘合剂的添加可改善燃烧特性,但会降低推进性能,且推力、比推力、冲量、比冲量等推进性能均随燃烧室内径的增大呈先增大、后减小的趋势.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2017(040)006【总页数】7页(P671-677)【关键词】微推进器;含硼推进剂;燃烧特性;推进性能【作者】李和平;席剑飞;罗淋旺;赵文敬;梁导伦;刘建忠【作者单位】浙江大学能源清洁利用国家重点实验室,杭州 310027;杭州电子科技大学能源研究所,杭州 310018;南京师范大学能源与机械工程学院,南京 210042;杭州电子科技大学能源研究所,杭州 310018;杭州电子科技大学能源研究所,杭州310018;浙江大学能源清洁利用国家重点实验室,杭州 310027;浙江大学能源清洁利用国家重点实验室,杭州 310027【正文语种】中文【中图分类】V4350 引言随着航天领域的卫星朝着体积更小、质量更轻的微卫星方向发展，结构简单、小体积、轻质量、易于集成的微推进器迎来良好的发展机遇。
微卫星在运行过程中需要很小很精确的推力来完成轨道位置的保持或者更变，而传统的推进器因质量和体积较大，无法满足微卫星的要求，这就使得推进器必须朝着微型化方向发展。
基于MEMS技术，可将化学推进器做的更小更轻，以便安装在微卫星上，在航天领域具有广泛的发展前景[1]。
相比于传统推进器，微推进器的比表面积大，热损失大；燃烧室尺寸小，使燃料的停留时间减小；表面力、粘性力、摩擦力等微通道效应也显著增加，这使得燃料的燃烧效率低于传统燃烧室[2-3]。
选用高热值的燃料是提升微推进器性能的关键[4]。
固体燃料与气体、液体燃料相比，不需要泵、阀等复杂的系统，且不存在泄露等问题，结构较紧凑，利于整个系统的整合，特别适用于微推进器[5-8]。
相比于传统的镁、铝、合金等金属燃料，硼的比体积和比质量的热值较高[9-10]，且硼燃料在燃烧过程中产物较为洁净，受到国内外学者的广泛关注。
但硼点火燃烧性能差，因其表面覆盖的B2O3氧化膜需要很高的温度才能蒸发，阻碍了外界氧化剂与硼颗粒的接触和反应，导致硼的点火延迟时间长、燃烧效率低等问题[11-12]。
国内有不少学者对硼的点火燃烧特性进行了研究[13-15]，但对含硼推进剂的推力测试还缺乏较全面的研究[6]。
本文在自行搭建的激光点火测试实验台上，进行不同含硼推进剂(B/AP、B/KNO3、B/AP/HTPB)在不同内径(2～6 mm)微燃烧室中的燃烧实验，研究对比各工况下微推进器的点火燃烧特性和推进性能，以期为现有微推进器的能量和性能提升提供可供选择的推进剂配方。
1 实验1.1 实验设备激光点火测试实验台主要由点火模块、燃烧诊断模块、推力测试模块和燃烧器模块构成，如图1所示。
点火模块主要控制点火的功率和时间，由功率为50～150 W的CO2激光发生器构成。
试验时，点火功率设置为150 W，激光通过反射镜射入微燃烧室，当管口的燃料被点燃后，关闭激光器。
燃烧诊断模块主要由高速摄影仪、高速测温仪、光纤光谱仪构成，记录样品在微燃烧室中的火焰形貌、火焰温度、产物光谱的变化。
其中，高速摄影仪的频率为200 Hz，最大拍摄张数为1500张，图片分辨率为2320×863。
高速测温仪的温度测量范围为350～3000 ℃，频率设置为1000 Hz。
将测温仪探头焦点对微燃烧室管口处，测量燃烧过程中管口火焰的温度。
光纤光谱仪的可测量波长范围为200～1100 μm，频率为125 Hz。
光谱仪具有外部触发功能，可实现与激光器同步，通过观测光谱产生的时刻，得到点火延迟时间。
如图2所示，光谱开始有变化的时刻，即为样品被点燃时刻(前一张输出为杂波，后一张输出有变化)。
样品c6的相关参数见表1。
光谱强度表示燃烧的剧烈程度。
图1 激光点火测试实验台Fig.1 Laser ignition test bench图2 样品c6点着前和点着后的光谱强度对比Fig.2 Contrast spectral intensityof the sample c6 before and after ignition表1 不同含硼推进剂配方及样品编号Table 1 Different boron-based propellant formulations and sample number配方推进剂组分组分质量比在不同内径微推进器中的样品编号2．00mm2．76mm4．02mm4．92mm5．90mm配方aB/AP4/6a2a3a4a5a6配方bB/KNO34/6b2b3b4b5b6配方cB/AP/HTPB3．6/5．4/1c2c3c4c5c6推力测试模块主要由压力传感器、MPS-010602采集卡、多功能信号记录仪软件、外接电源等构成，可实时记录微推进器产生的推力。
其中，压力传感器用于检测微推进器产生的推力，量程为0～30 g，频率设置为500 Hz。
采集卡将压力传感器产生的电信号传输到计算机，再通过多功能信号记录仪软件转换为模拟信号。
外接电源为推力测试模块提供电源，外接电源电压为-12～12 V。
燃烧器模块由装填了含硼推进剂的微燃烧室构成，微燃烧室采用耐高温的石英玻璃制成便于观察。
试验时将装有配方的燃烧器固定在压力传感器上，激光点燃配方从而产生推力。
1.2 实验配方燃料：无定形硼[13](B)，粒径5 μm，纯度95%，为棕色粉末。
氧化剂：高氯酸铵(AP)，纯度99%，白色晶体；硝酸钾(KNO3)，纯度99%，白色粉末。
粘合剂：端羟基聚丁二烯(HTPB)，透明粘性液体，具有较好的固化、耐储存、耐老化性能[17]。
含硼推进剂配方[18-21]、样品的编号如表1所示。
其中，装药长度为30 mm，配方a和配方b的平均密度分别为935、949 kg/m3，且不同管径之间的密度差别不大，可认为密度是相同的，对实验结果的影响不大[22]。
配方c由于添加了粘合剂，平均密度高于其他配方，为1195 kg/m3，但不同管径之间的密度差别不大，可认为不同管径微燃烧室内的药柱密度是一致的。
1.3 数据处理方法1.3.1 燃速计算燃速是评价推进剂性能的重要指标，反映了燃烧的速度。
定义为燃面随时间的移动速度，等于药柱长度/燃烧时间。
由于高速摄影仪的拍摄时间有限，如果燃烧时间大于高速摄影仪拍摄的上限时间，则需要改进燃速计算方法。
通过GetData图像处理软件，得到时刻t1～t2燃面移动的图示距离和药柱的图示长度分别是(c-a)和(f-d)，如图3所示。
(a)t1时刻样品a5燃面的位置(b)t2时刻样品a5燃面的位置图3 GetData软件处理后的燃烧过程高速图像Fig.3 High-speed image of the burning process by the GetData software药柱实际长度用L表示，则燃速公式为V={[(c-a)/(f-d)]L}/(t2-t1)(1)1.3.2 推力数据处理1.3.2.1 压力传感器标定压力传感器输出数值和推力之间的关系需要通过标定得到。
将已知重量的标定物置于传感器上，记录下输出值的平均值，重复标定5次，用Excel软件进行线性拟合，得到如图4的曲线图，线性度较好，其关系式为y=0.114x+0.020 8(2)式中 y为标定物的重量；x为压力传感器的输出值。
图4 标定物质量与压力传感器输出值的关系Fig.4 Relationship between the mass of the calibrated object and the output value of the pressure sensor1.3.2.2 推力和比推力图5所示为各样品燃烧过程中压力传感器的输出数值，发现压力传感器在燃烧开始前和燃烧结束后都有一段稳定的输出值，且燃烧后的输出值小于燃烧前的输出值。
