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《上海航天》2019,(Z1)
针对采用燃气截止阀的固体姿轨控发动机试验过程中通气能力与理论设计存在较大偏差的问题,采用数值分析和试验验证相结合的方式,对影响燃气阀流通性能的关键结构参数进行变化,研究其流通性能的影响规律。通过理论计算分析发现,整个燃气阀门的燃气流通能力不仅仅取决于喷管喉道的节流能力,燃气阀的阀芯位置行程等参数变化对燃气阀流通能力影响也较大。此外,以喷管几何喉部作为内弹道设计参数的常规方法已不再适用于这种采用燃气截止阀的发动机。提出了一种通过数值计算结果推导得出此类截止阀发动机的等效喉径的方法,以此等效喉径作为发动机工作时的物理喉径,进行内弹道预示,并以此为依据设计试验方案,通过试验方法有效验证了这种计算方法的准确性,为此类采用截止阀的发动机进行内弹道准确预估提供了理论支撑。 相似文献
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基于遗传算法的固体火箭发动机参数辨识 总被引:3,自引:1,他引:2
固体火箭发动机参数辨识为非线性受约束优化问题,经典算法求解此类问题时初值敏感、局部收敛等问题表现较为突出.针对上述难题,将具有良好全局收敛性的遗传算法用于固体火箭发动机参数辨识,得到推进剂燃速模型和喉径变化模型的全局最优辨识值.计算结果表明,固体火箭发动机参数辨识采用遗传算法求解可行,计算结果与试验结果吻合良好. 相似文献
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固体火箭发动机喷管喉径瞬变值的计算和预示 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了由固体火箭发动机试验后实测数据计算喷管喉径瞬变值的方法.该方法是在引入化学无量纲烧蚀率概念,并应用一维热传导方程解出喉径表面温度下提出的.该法预示结果与实测结果比较表明,相对误差不超过0.52%,而且方法简单,便于工程应用. 相似文献
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针对单室双推和双脉冲固体火箭发动机,提出了一种可调喉径的喷管喉衬设计方案,即在喉衬本体结构中设置运动部件,部件的结构尺寸和移动距离与初始喉径和终点喉径相适应,同时对该结构的润滑和密封展开了研究.基于ANSYS仿真软件,对该结构的主要部件在高速燃气冲击下的强度进行了模拟.分析结果表明,该设计方案可行,可为固体火箭发动机的研发提供参考. 相似文献
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一种新型可调喉径喷管的结构设计与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对单室双推和双脉冲固体火箭发动机,提出了一种可调喉径的喷管喉衬设计方案,即在喉衬本体结构中设置运动部件,部件的结构尺寸和移动距离与初始喉径和终点喉径相适应,同时对该结构的润滑和密封展开了研究。基于AN-SYS仿真软件,对该结构的主要部件在高速燃气冲击下的强度进行了模拟。分析结果表明,该设计方案可行,可为固体火箭发动机的研发提供参考。 相似文献
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在固体发动机研制过程中,发现利用飞行遥测参数计算的某末级发动机性能结果与基于地面试验的内弹道模型得到的结果存在偏差,这一偏差会影响发动机性能评定乃至火箭射程。对国内外固体火箭发动机飞行性能分析和重构方法及主要的结果进行了分析,对于特定的发动机需固化一种飞行性能重构分析方法,为提高发动机性能重构分析的精度,需要提高发动机喷管喉径烧蚀规律的预示水平,同时需要考虑飞行过程中消极质量变化以及沉积对发动机比冲的影响。最后,对发动机飞行性能分析重构后续需要着重开展的研究提出了建议。 相似文献
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为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(1)
喉衬是固体火箭发动机非常关键的部件。自20世纪60年代起,碳/碳复合材料即在固体火箭发动机中得到广泛应用。喉衬材料不仅要承受热负荷、力学负荷和热冲击,还要经受化学侵蚀。喉衬的烧蚀规律,尤其是烧蚀速率及烧蚀机理,对于火箭的研制具有重要意义。采用理论分析、数值仿真及试验研究相结合的方法,具体分析了某固体火箭发动机碳/碳喉衬的烧蚀过程。理论方面,将烧蚀划分为热化学烧蚀及机械剥蚀,建立能量平衡方程。借助商业软件MSCMarc,建立简化的边界条件,采用精确的材料参数,获得了喉衬的烧蚀速率。结果表明,喉部前端烧蚀最为严重,平均烧蚀率约为0.068 mm/s。采用微米CT三维重构技术,获得了试验前后喉衬形貌,得到了喉衬各点烧蚀率。数值结果同试验结果最大误差约为20%。考虑到数值模拟忽略了点火阶段及拖尾段对喉衬的烧蚀作用较小,数值分析得到的烧蚀率应大于实际。 相似文献
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用一种多分散的含铝固体推进剂的燃烧模型来确定具有单峰氧化剂分布的AP/Al/HTPB 推进剂的发动机温度敏感系数.铝粉含量在(0~20)%(质量百分比)之间变化,推进剂燃面与喷管喉面之比为250~500.结果表明,推进剂铝粉含量对发动机温度敏感系数的影响与发动机的燃喉面积比 K_H 有关.通常,增加燃喉面积比,发动机温度敏感系增至某一最大值,然后随发动机燃喉面积比的增加而减小.燃速系数和压强指数随初温和铝粉含量的变化,对发动机温度敏感系数有明显影响。而特征速度对温度敏感系数影响不大,但常常是增加的。 相似文献
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固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
在固体火箭发动机工作过程中,由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用,将导致发动机喷管产生烧蚀行为,直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。为了较为深入地了解固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀行为及其机理,对国内外固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进行了归纳和总结,详细阐明了喉衬烧蚀试验方法、喉衬烧蚀机理及喉衬烧蚀模型;总结了常用的喉衬烧蚀试验方法,并分析了各自优缺点;从热化学烧蚀和机械剥蚀两方面介绍了喉衬烧蚀模型研究进展,分析了目前喉衬烧蚀模型的研究水平。最后,对固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀需要开展的工作提出了建议,包括发动机烧蚀率的试验评估方法,喉衬耦合烧蚀计算方法及过载条件对喷管烧蚀的影响规律等,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。 相似文献
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