火箭发动机喷管内型面优化设计

以两种空-空导弹固体火箭发动机喷管作为算例,为此,建立固体火箭发动机的质量模型,喷管的质量比冲模型和目标函数模型,选择五种喷管扩散段内型面:锥形喷管,抛物线喷管,双圆弧喷管,二次多项式喷管和三次多项式喷管,进行优化设计,利用优化理论,成功地完成了五个设计变量的优化问题。优化结果表明,所建立的计算模型是正确的,并可用于其它大中型号的喷管设计。     

考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键.采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能.比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小.     

氢氧发动机C/SiC复合材料喷管延伸段设计研究

为推动C/SiC复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上的应用,基于国内C/SiC复合材料抗氧化烧蚀性能及预制体成型方案,综合考虑燃气热环境、喷管效率以及结构稳定性,对喷管结构进行了详细优化设计,设计的C/SiC喷管壁厚最薄处仅1.5 mm,结构质量仅为18 kg,相比螺旋管束式排放冷却喷管减重约55%。模态仿真结果表明:设计生产的C/SiC喷管,一阶模态频率为26.941 Hz;材料弹性模量对喷管模态频率影响较大;通过大端增厚对提升喷管模态频率效果有限,必要时可对大端出口翻边,提高其动力学稳定性。     

喷管结构变形过程的仿真

以某型号复合结构喷管为例和有限元法为手段，从系统工程的角度上全面地阐述和分析了火箭发动机工作过程中喷管结构变形的仿真方法及结果分析，仿真结果表明程序合理，具有应用和推广价值。     

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。     

塞式喷管结构对固液火箭发动机的性能影响

为了分析塞式喷管结构对固液火箭发动机的性能影响,分别设计了使用塞式喷管和钟形喷管的固液火箭发动机。发动机喷管选取了三个不同的扩张比,对应高空和地面两个设计状态。通过数值仿真,预估了发动机的性能,并将使用塞式喷管结构和钟形喷管结构的两种固液火箭发动机进行了对比分析。结果表明:相对于钟形喷管结构,使用塞式喷管结构能够提高固液火箭发动机的燃烧效率和比冲效率,且最大分别提高了4.13%和3.37%;地面条件下,大扩张比的塞式喷管的仿真推力系数要比同扩张比的钟形喷管的仿真推力系数大2.69%,体现出塞式喷管的高度补偿效应;与钟形喷管内壁面温度相比,塞式喷管塞锥壁面的温度明显更低。     

斜切喷管固体火箭发动机喷管流场与推力特性研究

为了研究斜切喷管固体火箭发动机的喷管流场与推力特性,采用二阶精度的AUSM格式求解守恒型N-S方程组并与Realizable k-e湍流模型相结合,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。同时,设计斜切喷管发动机推力测试试验台,通过此测试平台获取发动机工作过程的推力曲线,并与数值仿真结果进行对比,验证所建立的数值仿真计算方法的可行性和有效性。结果表明：通过数值仿真方法获得的斜切喷管发动机推力与试验结果之间的误差较小;由仿真与试验结果可知,45度斜切喷管推力作用线与喷管轴线之间存在夹角,表明斜切喷管发动机存在推力偏转现象。此外,该结构喷管流场存在两个激波交汇高压强区域,同时第二道激波结构强度高于第一道。当喷管斜切角度达到40度,随着喷管斜切角度的增加,斜切喷管的质量流量、总推力与推力偏转角不断减小,但减小趋势不断变缓。     

基于气固两相双流体模型研究火箭发动机斜切喷管流场特性

为了研究火箭发动机(SRM)斜切喷管的两相流动特性,采用气体-颗粒相双流体模型,并结合多区域混合网格技术,对发动机斜切喷管内气相与颗粒相的相互作用规律进行研究,探索颗粒直径与颗粒质量分数变化对发动机喷管气固两相流动特性的影响。结果表明:固体颗粒相的存在,对发动机斜切喷管的流场结构产生重要影响,导致喷管轴线附近存在一个燃气流动速度较低,温度较高的区域。同时,喷管壁面附近存在无粒子区,随着颗粒直径的增加,无粒子区域的范围逐渐扩大。并且,颗粒直径越大,其运动速度越小,在喷管内的滞留时间越长。颗粒直径与质量分数的变化同样会影响发动机喷管的流场结构,随着颗粒直径的增加,发动机喷管轴线处气相马赫数先减小后增大,而燃气温度则先增大后减小;发动机推力的变化趋势与马赫数变化趋势相同,但两者并不同时达到极值点。颗粒相的质量分数越大,沿喷管轴线方向的气相马赫数和发动机推力越小,喷管两相流损失越大。     

工业CT检测技术在5 kN发动机研制中的应用

针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束焊缝、氩弧焊焊缝、复合材料喷管等结构进行了检测试验,得到了良好的检测效果。结果表明,工业CT检测技术可以识别5 kN发动机产品中的气孔、未焊透、分层、裂纹等缺陷,并实现对缺陷的定位与测量,可为焊缝质量评估提供依据。     

H2O2/HTPB固液火箭发动机燃料配方正交优化设计

采用随机轨道法计算了H₂O₂/HTPB固液火箭发动机的喷管两相流,并采用试验结果验证了数值计算的准确性.研究了不同凝相质量分数和粒子平均直径对喷管性能的影响,结果表明:随着凝相质量分数和粒子平均直径的增加,喷管效率逐渐降低.对固体燃料中的Al,Mg,AP和B等组分的质量分数进行了正交试验设计,研究分析了不同燃料组分对喷管两相流和发动机性能的影响,并对固体燃料配方进行了正交优化设计.结果表明:凝相组分质量分数随Al,Mg的质量分数增大而增加,AP和B的质量分数对凝相质量分数影响较小;添加Al,Mg,AP和B等物质对发动机的最佳理论比冲影响不大,但可以有效提高最佳理论密度比冲;添加Al和Mg等金属颗粒会增加喷管损失,降低实际比冲和实际密度比冲,添加AP和B对比冲效率影响不大.      

复合材料壳体与喷管卡环连接结构分析

用大变形接触有限元程序对复合材料壳体与喷管卡环连接结构进行了分析, 计算结果表明卡环连接结构能可靠地连接和密封, 结构应力低, 是可行的。本文还讨论了某些结构参数对密封效果的影响, 通过计算说明在卡环连接结构中应使用潜入式接头。计算还表明将复合材料旋转壳视为等效正交异性轴对称体进行计算, 能得到令人满意的结果。      

固体火箭发动机壳体及喷管模态分析

发动机模态参数是检验发动机有限元动力模型、进行振动响应分析的基本数据.本文选用锥壳单元,介绍了轴对称旋转壳模态分析方法.计算了发动机壳体和喷管的固有频率和振型,并与实验结果进行了对比分析.     

全尺寸二元喷管红外辐射特性研究

 设计了一种全尺寸二元收敛喷管,用涡轮喷气发动机 WP-6作为燃气发生器,在发动机处于最大状态时,用红外光谱仪对二元喷管及尾喷流的红外辐射进行了测试。研究结果表明,与基准喷管相比,在发动机产生相同推力的条件下,二元喷管改善了喷口和尾焰红外辐射的光谱分布,减小了红外源的尖峰辐射,明显降低了发动机的红外辐射强度。     

喷注器出口附近液膜运动及破碎过程的理论分析

研究锥形液膜在受限空间内的运动,该液膜由离心式喷嘴产生,并受到高速环形气流的冲击。根据空气动力学理论,建立了用于分析液膜运动规律的理论模型,提出了运动液膜的破碎准则和运动液膜破碎后形成的液滴平均直径的计算公式,计算结果可作为喷注器设计的参考依据。     

二元喷管热喷流噪声特性试验研究

本文用露天热喷管试验台产生喷射噪声,在收敛喷管处临界状态,测量了圆锥喷管、不同宽高比的二元喷管进口加旋与不加旋等条件下的喷射噪声,对二元喷管热喷流噪声的空间分布和频谱进行了分析。结果表明,二元喷管与圆锥喷管热喷热流噪声的声谱分布不同,它减小了喷射噪声低频范围的声压级,并且将噪声能量转移到高频范围,为加快噪声传输过程中的衰减建立了良好条件;二元喷管宽高比参数增大和喷管进口加轴向旋流具有抑制噪声辐射的     

微推偏火箭喷管非对称内流场数值模拟

研究了入流倾斜于喷管超音速段轴线的微推偏喷管内流场。数值方法是具有高分辨率高精度的三维隐式有限体积的ＴＶＤ格式。针对一系列典型锥形喷管和钟型喷管,数值模拟结果得出非对称内流场的侧向力和侧向力矩随喷管几何结构以及入流条件变化的一些特征,并同有关实验结果符合良好,对微推偏喷管设计具有一定的指导意义。     

计算旋转薄壳自由振动的传递矩阵法

本文介绍了计算旋转薄壳自由振动的一种传递矩阵法。以计算截锥壳振动的传递矩阵公式为基础,通过适当的变换,进一步对一般旋转薄壳结构的固有频率及振型进行计算。     

固体火箭发动机喷管烧穿故障的试验分析

根据某大型固体火箭发动机在地面试车喷管扩散段前部的烧穿故障的诊断，认为喷管的内型面半径对轴线的导函数在型面衔接点处不连续是导致烧穿故障的直接原因，通过对比模拟试验得到证实。又通过对原型喷管的Ｎ－Ｓ方程计算，发现在型面衔接处有漩涡存在，与最初分析的速度转折点的道理相一致，从而确诊故障。最后，提出型面设计的改进建议，即以余弦曲线代替圆弧曲面，使衔接点处导函数连接，可大大减弱冲刷烧蚀作用，从而避免烧穿。     

发动机机匣、支板系统结构动力分析

发展了在环向只能处理连续变量的常规有限条法。分析在环向由若干个离散分布的支板和支架支承的发动机机匣回转壳。各离散支板和支架回转壳刚度的贡献, 是通过支板和壳体连接处位移相等的变换, 将各支板的刚度阵叠加到回转壳的总体刚度阵上实现的。同时证明了位移在环向的Fourier级数展开式中, 只有n=0, n=1项对轴系的支承刚度有贡献。支板及支板附近的壳体的局部应力, 是由局部子结构空间板壳有限元分析得到, 该子结构的边界位移由整体的回转壳分析给出。算例表明, 本文提出的方法能有效地计算轴系的支承动刚度和壳体的局部应力。      

固体火箭喷管颗粒尺寸分级两相跨音速流场计算

本文中对固体火箭喷管颗粒尺寸分级的两相跨音速流场作了计算.气相控制方程采用隐式近似因子分解法求解,尺寸分级的颗粒控制方程采用特征线求解,然后,二者进行充分的耦合,可以获得固体火箭发动机含有任意颗粒质量分数和不同颗粒尺寸时轴对称喷管跨音速流场的参数分布.文中讨论了不同颗粒半径和质量分数对流场的影响,对单一颗粒尺寸和颗粒尺寸分级的参数进行了比较.两相耦合计算的迭代收敛速度取决于气相,本文中气相方程求解的格式除部分边界外是隐式的,CFL数可取至6左右,收敛速度快.特别是对颗粒尺寸分级的计算,得益更大,其得益的倍数为颗粒的分级数.