对二级推力程序战术导弹动力装置的探讨

本文叙述了对战术导弹的要求及实现二级推力程序可能的动力装置方案,并对这些方案进行了比较.提出了一、二级推力比和总冲比是选择动力装置方案的重要参数.当推力比大于5时,不宜采用单室双推力方案,尤其是在一、二级推力比较大而总冲比较小的情况下,选用贯穿式双室双推力方案较有利.文中进行了实例对比.当一、二级推力比很大,而总冲比又很小时,采用组合式固体火箭冲压发动机是一种很可取的方案.本文还概述了无喷管固体火箭发动机在组合式固体火箭冲压发动机及其它二级推力动力装置上的应用.     

固体火箭发动机水下试验的数据处理方法研究

针对固体火箭发动机水下试验数据参数变化剧烈、信号严重混迭及难以分辨的问题,提出了一种基于小波变换的软阈值去噪法,完成了固体火箭发动机水下试验推力数据的分析和处理.与传统数据处理方法对比分析表明:该方法可以将动态数据分解为反映过程“低频”特性的近似分量和反映“高频”特性的细节分量,便于对发动机性能进行分析;在去除试验数据干扰的同时保留了试验数据自身的变化特征,满足了工程应用对固体火箭发动机水下试验数据处理的要求.     

涡流阀固体变推力发动机控制流参数影响规律研究

为快速求解涡流阀固体变推力发动机的工作参数、研究控制流参数对涡流阀固体变推力发动机的影响规律,改进了求解涡流阀固体变推力发动机工作参数的理论计算模型,并利用该模型研究了控制流参数对涡流阀固体变推力发动机推力调节性能的影响规律。结果表明:该模型最大相对误差为10.83%,可用于涡流阀固体变推力发动机的计算分析;在控制流压强与控制流流量相同及分子量相当的情况下,提高控制流温度可以提高推力调节比;控制流流量是决定涡流阀固体变推力发动机推力调节比最重要的参数;增加燃气发生器的燃面,不仅可以提高涡流阀固体变推力发动机的推力调节比,同时可以减小发动机的比冲损失。     

变控制流供应角度涡流阀固体变推力火箭发动机调节方案

针对涡流阀变推力发动机变控制流供应角度方案，开展了发动机工作特性的数值模拟及实验研究。数值研究结果表明:采用变控制流供应角度可以很好地实现涡流阀变推力发动机的推力调节；涡流阀最大推力调节比超出加质发动机调节比26%；调节比随着控制流供应角度的减小而增大。实验结果表明:变控制流供应角度方案可行，验证了“气 气”调节的优越性。变控制流供应角度涡流阀固体变推力发动机为实现固体发动机推力调节提供了一种技术途径。      

固体发动机推力随机调节的涡流阀方案研究

介绍了一种固体发动机推力大小随机调节实现的方案－涡流阀方案，导出了涡流阀调节性能的相似准则方程；对涡流阀调节固体发动机静态特性和影响调节性能的各种主要因素进行了分析，指出了提出调节性能的途径，诸了模型发动机的推力调节。     

固体火箭发动机气动喉部非定常过程

利用流体计算软件FLUENT,通过UDF编程对气动喉部调节固体火箭发动机推力的典型工作过程进行了数值模拟。对推力调节过程中的瞬态轴对称燃烧室流场进行了分析,得到了压强-时间曲线。分析了发动机空腔容积、二次流喷射角度对推力响应特性的影响,并得到了典型的推力-二次流总压调节特性曲线。其研究结果可为利用气动喉部技术的变推力发动机设计提供一定依据。     

某型固体火箭发动机推力测量不确定度的评定

根据“固体火箭发动机测量不确定度的评定”航天工业行业标准ＱＪ１２７５－９４,对某型固体发动机推力测量进行了不确定度的评定。文中简述了发动机推力测量系统工作原理、不确定度来源、不确定度计算。给出了固体发动机推力测量不确定度。     

再燃室布局对基于固体火箭引射式发动机性能影响研究

为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。     

31所成功试验了大推力比单室双推力固体发动机

200 0年 8月 11日 ,31所研制的推力比 18∶1的单室双推力固体火箭发动机成功地进行了地面点火试验。结果内弹道曲线正常 ,发动机全程工作 ,转级顺利 ,结构完整 ,各项测试数据与设计值相符。一级平均推力13 4ｋＮ ,工作时间 2 2 81ｓ;二级平均推力 0 72 3ｋＮ ,工作时间 2 7 6ｓ ,完全满足设计要求。由于此发动机两级推力比很高 ,燃烧室、喷管和装药的结构、力学性能和燃烧特性都有特殊的要求 ,设计难度很大。在充分利用多年固体型号研制经验和成果的基础上 ,进行了多次单级地面试验和多项技术攻关 ,最终突破了大推力比单室双推力的技术关…     

单室双推力固体火箭发动机推力测试技术探讨

本文通过对某单室双推力发动机推力测试技术的探讨,提出了解决单室双推力固体火箭发动机推力测试技术的改进方法。它对其它发动机也是通用的。     

固体火箭发动机0.5%高精度测试系统推力参数测量不确定度的评定

本文根据航天部标准《固体火箭发动机测量不确定度的评定》(QJ1275-87)方法,分析综合了“固体火箭发动机0.5%高精度测试系统”推力测量相对总不确定度,结论为0.3%,为全面贯彻该部标提供了应用实例.     

复合固体推进剂的破坏过程(反复拉伸产生的破坏能量)

在固体火箭发动机的研制中,为了确定固体推进剂的破坏标准,有必要研究其破坏过程。从这种观点出发,本文把破坏过程作为一个研究课题。我们选用了含有细颗粒填料的大推力可控型固体火箭发动机用CTPB(端羧基聚丁二烯)系复合固体推进剂。通过多次反复拉伸试验,弄清了它的应力-应变特性、破坏能等力学性质。实验结果表明:不仅对固体推进剂的破坏过程有了新的认识,而且在预测试验用推进剂的物性、强度方面也得到实际应用。     

固体火箭发动机推力大小调节技术的发展

对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性，发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。     

可控固体推进技术研究进展

可控固体推进技术是指在基于含能材料为工质的固体推进剂燃烧过程中,借助一定措施使得推进剂的燃烧方式可控,燃速可调,实现推力可随机控制的推进技术。其可对推进剂燃烧状态进行主动控制,有望从根本上解决固体推进剂发动机推力主动、随机控制等关键技术难题。从推力可控实施方案、对应推进剂类别以及其应用技术等方面对当前可控固体推进技术研究进展进行了综述,并对部分可控固体推进技术中的推力可控实施方案提出了建议。     

考虑进气道反压不起动的冲压级数学建模及再起动路径研究

针对组合发动机冲压进气道不起动特性建模及再起动方法研究不足的问题,根据进发流量匹配关系建立了一套可以定性反映不起动振荡过程的冲压级全工况模型。利用监测算法实现对发动机不起动状态的监测,并获得了模型在不同马赫数下的不起动边界。提出了基于几何关系的快速再起动路径和基于性能参数的等推力再起动路径。比较了两种再起动路径和现有的单变量再起动路径的拉回性能。仿真结果表明,两种再起动路径其再起动效果与路径设计时的预期效果一致,在各不起动工况下均可以保证实现再起动拉回且相较于单变量路径具有显著优势;从再起动时间的角度,采用快速再起动路径的平均拉回速度最快,平均拉回时间1.275s;从再起动推力损失的角度,采用等推力再起动路径在较快拉回的同时可保证再起动推力损失最小,平均不超过0.43%,具有更好的再起动性能。     

固体火箭发动机有约束流场推力特性计算

为计算带约束流场的固体火箭发动机推力特性，建立了一维准定常变截面的内弹道计算和约束流场流动的数学模型。计算结果表明，约束流场使推力增加14%，冲波进入喷管扩张段。与试验结果很接近，表明计算模型正确，可用于其它型号带约束流场的推力特性计算。     

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.      

针栓变推力固体火箭发动机动态响应特性研究

为了解针栓式固体发动机的动态响应特性,基于可变等效喉部面积的调控内弹道模型,研究了针栓型面及其调节过程对发动机动态响应的影响。结果表明:针栓式变推力固体发动机响应时间以及推力响应的动态特性与针栓移动速度、针栓型面以及推进剂压力指数密切相关。发动机响应时间由针栓移动时间和针栓移动造成的压力延迟时间组成;随针栓移动速度增大,针栓移动过程与压力延迟过程相对比重发生变化,使得响应时间先快速缩短后趋向于定值,由32ms缩短至11.6ms,而推力过冲逐渐增大,但在针栓打开过程中响应时间更短,推力过冲更大,并且计算表明压力和等效喉部面积的相对变化率决定了推力过冲;随着正压力指数的增大,压力调节范围增大,推力过冲和响应时间均增加,而负压力指数的推进剂明显缩短响应时间,抑制推力过冲;凸型面针栓能够缩短响应时间同时降低推力过冲,可根据等效喉部面积相对变化率获得最佳型面曲率,使得响应时间和推力过冲最小。     

小型固体运载火箭六自由度弹道仿真

针对控制系统采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展六自由度弹道仿真研究。给出侧喷流发动机安装模型和推力模型以及开关机控制规律,阐明气动力和气动力矩计算方法;并建立了固体发动机推力模型,以及完整的六自由度弹道动力学和运动学模型。仿真结果表明:建立的六自由度弹道仿真模型能正确反映运载火箭飞行特性;研究的固体运载火箭满足将300kg有效载荷送入200km太阳同步轨道的运载能力要求;姿态控制系统满足运载火箭姿态控制精度要求;侧喷流推进剂质量分配合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据。     

液态燃料旋转爆轰技术研究进展

旋转爆轰作为一种新型增压燃烧技术,具有释热速度快、熵增小、可控性强等特点,可大幅改善发动机的推力性能和循 环效率,在世界范围内得到了广泛关注和高度重视。针对旋转爆轰发动机设计与应用中面临的诸多瓶颈问题,综述了液态燃料旋 转爆轰技术的最新研究进展,分别从试验与数值模拟角度梳理了液态燃料的爆燃转爆轰技术,介绍了气液两相旋转爆轰波的传播 特性、敏感影响因素及其调控方法,在此基础上,从起爆、爆轰多物理场组织以及先进测试等3方面展望了未来亟需解决的关键问 题和发展方向。在未来一段时间内,实现旋转爆轰波的有效形成、自持稳定传播以及多目标综合性能调控依然是旋转爆轰技术应 用于液态燃料发动机面临的重大问题。