固体火箭发动机点火器的工程设计和流量估算

固体火箭发动机点火器传统工程设计的方法是应用经验公式估算点火药量,点火器结构设计依赖于设计人员的经验.本文依据数值方法给出了通用点火器设计方法,点火器流量估算方法.通过发动机压强上开段的峰值、达到峰值的时间来筛选方案,从而最终设计出点火器.文中还给出了实验结果.依据本文中提出的方法成功地进行了多种发动机的设计,表明工程应用性强.     

固体火箭发动机点火药量的计算

本文分析和选择了主要因素对固体火箭发动机点火的影响程度,提出了一个新的固体火箭发动机点火药量计算公式,经验算,其准确度约在10%以内.     

某固体火箭发动机点火启动过程的仿真研究

对固体火箭发动机点火启动过程进行了内弹道仿真,讨论了点火药量、点火药颗粒度以及防潮堵盖吹脱压力对点火启动过程的影响,尤其是对点火启动时间和初始压强峰的影响,并提出了对点火启动过程各参数选取的建议。     

脉冲爆震发动机点火起爆控制规律

点火起爆过程对爆震波形成起关键作用。点火起爆过程和充填过程紧密相连，合理控制点火起爆是保证脉冲爆震发动机稳定工作的前提，研究中定义了点火起爆控制因素，给出了点火时刻估算方法，分析了点火延时和点火频率影响因素，在理论分析基础上给出脉冲爆震发动机点火起爆控制规律。     

点火药量对双脉冲固体火箭发动机点火过程影响

为了确定第二脉冲点火药量对双脉冲发动机点火过程的影响规律,以某双脉冲固体火箭发动机为模型,采用轴对称非定常Navier-Stokes方程和标准k-e湍流模型,对第二脉冲点火过程进行了仿真,研究了点火装置工作持续时间和点火燃气流量对于点火延迟的影响.研究结果表明:点火燃气流量相同时,增加点火装置工作持续时间可以有效减小第...     

固体火箭发动机防静电、防射频辐射的一种安全设计考虑

通过固体火箭发动机外壳屏蔽衰减分析、点火电路的合理设计和在点火电路中引进低通滤波器,使固体火箭发动机在采用常规电点火器的条件下达到对射频辐射和静电危害防护的基本要求.这种安全设计考虑方法简单,效果明显,是解决固体火箭发动机“双防”问题的一个切实可行的途径.     

复合固体推进剂的点火研究

本文根据实际固体火箭发动机的工作特点,以Summerfield.M的气相点火理论为基础,建立了用炽热含氧流动气体点燃复合固体推进剂的气相点火模型;并从该模型中导出了计算复合推进剂点火延迟时间的解析表达式((28)式);本文还认为:对于大多数复合推进剂(指以过氯酸铵为氧化剂)来说,是气相反应控制点火过程,因为利用炽热气体点火时,燃气的压力和氧化剂浓度是影响点火过程的主要因素。这一结论为如何调整点火器的设计参数,改进火箭发动机的点火性能指出了方向。     

小型固体推进剂火箭发动机某些点火问题的实验研究

用φ50mm标准试验发动机对双基和复合推进剂的发动机点火问题进行以下一系列研究工作:(1)在双基推进剂发动机的初始工作时,喷管堵盖的厚度将如何影响点火压力和点火延迟时间。试验结果表明:堵盖的爆破时间应该是在燃烧室最大压力的75％～100％处,那就是说,较厚的堵盖将得到较好的试验发动机性能。(2)在双基推进剂发动机中,堵盖厚度一定,燃烧室压力为25～115atm,试验结果表明:如果点火压力小于75atm,则某些通用的公式可用来计算点火药量。如利用Barrere和Lancaster公式来计算点火药量时,上面所讲的二个结果是有效的。(3)用一种高能金属氧化剂作点火材料的装药量和复合推进剂发动机的自由容积之间关系,对于不同的Ku,可作成曲线。例如用硼硝酸钾(B/KNO_3)作为点火药,聚酯推进剂作为发动机装药,则在对数坐标上所得曲线是线性的,这样,在点火器设计中易于确定所需烟火剂装药量。     

一种新型的固体火箭发动机体外点火器

为了提高固体发动机工作可靠性，增加装药质量，同时实现二级点火和级间分离，应用体外点火器是一种成功的方法。本文给出了此种点火器的设计方法，其设计特点为：点火器装于喷喉之后，喷焰长度由经验公式预估，装药设计和内弹道计算一并完成，实践证明本文提供的方法能满足工程设计需要。     

固体火箭发动机熄火与再启动实验

本文介绍了采用激光点燃固体小发动机的实验设备及小发动机的熄火装置.并且给出了丁羟推进剂小发动机一次熄火与熄火后再点火的试验初步结果.     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

SolidWorks二次开发在燃面计算中的应用

以SolidWorks二次开发接口为基础,探讨了参数化设计在固体火箭发动机装药燃面计算中的应用.通过不同的药柱建模方法实现了固体药柱的装药计算,发展了一种更为简单准确的燃面计算方法.计算结果表明,理论计算和试验结果吻合得较好,能够较好地模拟固体药柱的燃烧过程,可以满足工程计算上的需要,为固体装药的燃面计算提供了新的思路和方法.      

横向变过载对固体火箭发动机绝热结构设计的影响

针对新一代防空导弹高机动作战特点,研究了复杂横向变过载对固体火箭发动机绝热结构工程设计的影响。同时考虑过载值和过载角度的瞬时变化,对发动机绝热层进行网格划分,并对烧蚀厚度进行编程计算,进而按照安全裕度设计准则得到不同位置的绝热层设计厚度。与传统设计结果相比,考虑横向过载的变化可以显著减少了发动机的结构质量,提高了发动机总体性能,绝热质量减小了53.7%,总冲提高了6.84%。      

多样本时间序列的P-T曲线可靠性评估方法

提出一种用于评估固体火箭发动机内弹道压强—时间曲线(P-T曲线)的多样本时间序列方法.该方法可以综合利用单条样本曲线数据内的纵向信息和多条样本曲线数据间的横向信息, 提高固体火箭发动机内弹道性能曲线可靠性评估的精度.具体给出了等间距与非等间距情形下多样本P-T曲线模型参数的极大似然估计方法以及当给定压强满足可靠性要求的上、下限时可靠度的点估计与区间估计计算公式.文中最后给出了一个具体实例.      

固体火箭内流场的时均和大涡模拟技术对比研究

分别采用时均RNG湍流模拟和大涡模拟(LES)方法对某型固体火箭发动机内流场进行了瞬态数值模拟研究,建模过程中针对推进剂燃烧以及燃面边界采用了修正壁面通量的方法,并使用了动网格技术。结果表明:大涡模拟技术可以得到发动机内湍流流场中详细拟序结构,时均湍流模拟对于火箭发动机内流场时均量的模拟仍有较好的工程精度。     

斜喷管收敛段壳体三维应力场的有限元法计算

对固体火箭发动机斜喷管收敛段壳体应力场采用有限元法进行了分析和计算。提出了该方法的力学模型，基本公式，基本方法和算例。具有理论意义和工程应用价值。     

用复形方法建立统一的产品模型——关于下一代造型系统的研究

讨论了用复形方法建立统一的产品模型 ,给出非流形的一个严格的数学定义 ,将代数拓扑中的单纯复形的概念和方法引入到非流形中。给出一种新的非流形的 B- REP——粘合边结构 ,并且在其上建立了一些基本操作和高级操作 ,讨论的模型具有严格的数学基础、灵活、易扩充 ,能容纳悬边、悬点、悬面。此模型的这些优点 ,使工程中的各种约束 ,如参数化、优化方法、人工智能等能够加入到系统中 ,此模型可能成为下一代 CAD系统——智能 CAD系统 ( INTELLI-GENT CAD)的几何模型的核心     

轻型燃气轮机燃烧室NOx 排放估算

为了解决NOx排放预估问题,应用数值模拟方法研究轻型燃气轮机燃烧室NOx排放规律。将数值分析结果与文献中经验公式计算数据进行比较与分析,验证数值方法的准确性;基于进口压力、空气质量流量、主燃区温度3个参数拟合NOx排放预估公式。结果表明:数值模拟得到的NOx排放值与文献中经验公式计算出的符合度较高;结合数值计算结果得到的NOx排放预估公式;该公式能有效反映上述3个参数对NOx排放的影响;采用验证后的高精度数值模拟方法建立的NOx预估模型所得结果具有一定的科学性及可靠性,并可降低试验成本。     

燃气喷射推力矢量喷管气固两相流数值模拟

利用Euler-Lagrangian方法模拟了固体火箭发动机燃气喷射推力矢量喷管气固两相内流场,研究了固体颗粒对喷管推力矢量性能的影响.气相采用Roe格式和MUSCL (monotone upstream-centred schemes for conservation laws)插值进行空间2阶迎风离散,时间推进采用隐式时间格式;固体颗粒相采用随机轨道模型计算颗粒轨迹,并与气相进行双向耦合.结果表明:固体颗粒的存在使弓形激波强度增强,但降低了推力矢量角和推力系数;颗粒质量分数相同时,粒径越大,推力矢量角和推力系数越大;颗粒直径相同时,颗粒质量分数越大,推力矢量角和推力系数越小.