挂载飞行温度边界下固体发动机药柱结构响应分析

为了研究机载导弹发动机在挂载飞行温度边界条件下药柱的结构响应特性,针对六角星形装药发动机建立了有限元分析模型,采用线粘弹性本构模型描述固体推进剂的力学响应,计算分析了不同挂载飞行高度和飞行速度条件下发动机药柱的结构响应特性,并结合渐近损伤模型分析了发动机在多次挂载飞行条件下药柱的损伤特性。结果表明,药柱最大等效应变随飞行高度的增大而增大,而挂载飞行速度对药柱结构响应影响相对较小。随挂载飞行次数的增加,药柱产生累积损伤,且损伤值随单次挂载飞行时间和飞行次数的增加而逐渐增大。     

固体火箭羽流红外特性的DOM法模拟及高度影响研究

为研究固体火箭羽流的红外特性,建立了贴体坐标系下,考虑气相和Al2O3凝相温度不相等及Al2O3粒子直径变化情况下,计算固体火箭羽流红外特性的方法——离散坐标法(DOM)。计算了光谱2~5μ范围内,某固体火箭发动机在地面及不同飞行高度下羽流的红外特性,研究了飞行高度对羽流红外特性的影响。研究表明:在固体火箭羽流的红外辐射中,粒子辐射起着主导性的作用,粒子辐射在不同的波带对固体火箭羽流辐射的影响有所不同;在高度30~60km范围内,固体火箭羽流在光谱2~5μm沿表面外法线方向的辐射强度随飞行高度的上升而增强。     

固体火箭发动机喷管及羽流流场的数值分析

采用FLUENT流动计算软件对某空射型导弹发动机的喷管及羽流流场进行了一体化的数值仿真研究,分析了导弹飞行高度和马赫数对喷管羽流流动的影响。仿真结果与地面热试车观察到的结果相吻合,可为固体火箭发动机的研究开发提供参考。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法，与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比，验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较，分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ，不同飞行高度及喷管进口总压开展计算，研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明，保持飞行高度、来流马赫数不变，喷管进口总压增加，底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处，且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变，飞行高度增加，喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下，底部压力系数由负转正，即飞行器底部会出现正推力，这对飞行器的射程会产生重要影响，需要提前评估。     

火箭发动机尾喷焰红外辐射缩比特性数值研究

为了研究火箭发动机缩比模型对应尾喷焰辐射特性的相似性,利用喷焰红外辐射特性计算工具(IRSAT)对近地面飞行状态下的不同喷口缩比尺寸、飞行马赫数以及不同谱带内的辐射特性进行仿真计算。计算结果表明,相同尺寸当量时,2.7μm光谱辐射强度增加量大于4.3μm光谱辐射强度;在当量尺寸较小且缩放比例不大(R12)时,辐射强度随马赫数的分布具有一致性;随着当量尺寸的增加,红外辐射相似性随着马赫数的增加逐渐降低。     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

固体发动机环形塞式喷管外流干扰的数值模拟

针对外流参数对固体塞式喷管发动机性能的影响,基于防空导弹外形,设计了环喉型塞式喷管结构,建立了包含外流场的三维数值仿真模型,开展了3个工作高度下不同来流马赫数和来流迎角的模拟计算。结果表明:在一定的飞行高度下,外流对塞式喷管尾流产生压缩作用,主要造成导弹底部阻力增大,塞锥壁面压强降低。低空下,来流马赫数越大,喷管性能损失越大。来流迎角对塞式喷管性能的影响程度较小,损失不超过1%。对比锥形喷管,环形塞式喷管在从地面到高空的飞行高度范围内,整体效率都保持了较高的数值,尤其是地面工况的喷管效率可提高约5%。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

含硼贫氧推进剂固体燃料冲压发动机性能计算

固体燃料冲压发动机所用推进剂为贫氧推进剂，故其热力计算与普通固体火箭发动机不同，但也有相似的地方。简述了固体燃料冲压发动机基于布林克莱法的热力计算原理，并以含硼贫氧推进剂为便，对固体燃料冲压发动机进行了不同情况的热力、流动和性能计算。得出了发动机比冲与推进剂中硼粒子含量、飞行高度及飞行马赫数之间的定性关系。     

RBCC引射/亚燃模态过渡点选择

以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发,建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法,研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律,提出了基于比冲最优、推力变化最小的模态过渡点选择方法;结合某一具体飞行任务的典型弹道,获得了在飞行马赫数为2.6±0.1、飞行高度为11.7～12.9 km范围内进行引射/亚燃模态过渡最佳的结论.     

多机并联火箭羽流流场及其底部热环境分析

For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection.     

飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响

研究了飞行高度对高超声速钝锥边界层稳定性及转捩的影响。通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了来流Ma=6，半锥角为7°的钝锥在飞行高度20~40 km条件下的基本流场，利用线性稳定性理论（LST）研究了飞行高度对钝锥边界层流动稳定性的影响，最后采用e N方法进行了转捩预测。研究发现，随着飞行高度的增加，流向不稳定N s值和横流不稳定N cf 值均减小，由横流不稳定性引起的圆锥表面大部分区域转捩逐渐转变为流向扰动引起迎风面转捩横流扰动引起背风面转捩，继而横流扰动消失,流向不稳定波引起迎风面转捩。     

不同尾翼受发动机羽流作用对弹体飞行性能的影响

针对某型靶弹在试验飞行时采用不同尾翼布局所得的截然不同的飞行结果，开展了固体火箭发动机喷流干扰对飞行器飞行性能影响的研究。结果表明，发动机喷流与发动机推力偏心、偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生影响，且影响程度与飞行器尾布局有很大关系。     

一种冲压发动机推力矢量设计方案研究

针对战术导弹用冲压发动机,提出了一种推力矢量设计方案,即在进气道整流罩底部附设楔形体,利用它的摆动运动,使尾喷气流偏转,产生推力矢量。基于CFD数值模拟,分析了该方案的喷管流动特征,以及飞行马赫数和楔形体偏转角度对推力矢量的影响。计算结果表明,该设计方案可行,且还能适度减小进气道整流罩底阻。     

低空多喷管发动机喷焰红外特性研究

对多喷管火箭发动机低空尾焰的红外辐射特性进行了研究.基于热流法建立了喷焰红外传输计算模型,数值模拟了四喷管发动机尾流场2～5 μm光谱的红外特性.获得了光谱、波段辐射强度仿真数据及红外仿真热像,并与单喷管喷焰的红外特性进行了比较.考察了不同的喷管间距、探测方向、飞行高度对喷焰表观辐射强度的影响.结果表明,多喷管尾喷焰红外辐射光谱选择性与单喷管相似,但光谱峰值无线性关系;对于低空四喷管发动机尾喷焰,红外特性随喷管间距增加有所增强,随飞行高度增加,喷焰红外辐射强度提高.     

来流马赫数对引射火箭引射量的影响研究

研究引射火箭引射量随来流马赫数的变化关系,对引射量由火箭引射主导向冲压主导之间转换点的选取以及一次火箭的质量管理具有重要意义.采用数值分析和实验研究,探索了引射火箭引射量随来流马赫教的变化关系.结果表明,针对所采用的引射火箭发动机构型,引射量随来流马赫数变化的拐点约为Ma=1.3～1.5,当来流马赫数Ma<1.3时,引射量由火箭引射主导,随来流马赫数的增加,引射量变化较缓慢;当来流马赫数Ma>1.5时,引射量由冲压主导,随来流马赫教的增加,引射量迅速增加.     

高超声速滑翔飞行器倾侧角影响分析

针对高超声速滑翔飞行器，利用理论推导和数值仿真的方法分析经典控制律中倾侧角对飞行速度、飞行高度、过程约束的影响。在平衡滑翔条件下，通过理论推导得出飞行速度、飞行高度、过程约束与倾侧角之间的解析式。仿真结果表明，理论推导的解析式具有较高的精度，解析解可以表征飞行速度、飞行高度和过程约束的变化规律。初始速度相同时，倾侧角越大，飞行速度、飞行高度、热流密度下降越快，动压和过载越大。在跳跃滑翔条件下，初始速度相同时，倾侧角越大，飞行速度下降越快，飞行高度和过程约束的波动变化幅度越小。