可抛式延伸喷管展开过程运动与动力学仿真(英文)

针对固体火箭发动机可抛式延伸喷管运动机构的特点,建立了包括展开装置、释放机构、折转片等在内的延伸喷管整机模型。根据试验结果建立了燃气展开力样条曲线,利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行了延伸喷管展开动力学仿真,获取了延伸喷管运动构件的运动特性和约束的约束反力等结果。结果表明,运用ADAMS动力学仿真分析软件对延伸喷管展开过程中的动力学响应进行仿真分析是可行的。     

一种延伸喷管展开特性分析

针对对铰链可抛式延伸喷管，运用刚体平运动微分方程，建立了描述其发展开机构开及延伸锥展开过程的数学模型，通过求解数学模型，得到了单级可抛式延伸喷早锥展开到位时间，任意时刻展开机构的质心速度和加速度，传动角速度和角加速度，各构件之间的相互作和力支座反力等参数的数值解。     

可抛展开系统单级延伸喷管研究

介绍了一种最新设计的轻质单级延伸喷管，它具有独特的可抛展开系统。给出了它的工作原理及其展开特性计算方法。该延伸喷管展开后，其展开系统全部被抛掉，仅乘下被弹簧锁片锁紧的延伸锥。这种延伸喷管无论展开前还是展开后，其质量都比现有的四作动筒式延伸喷管更轻，尤其是展开后，减轻更多，从而使飞行器的有效载荷射程有更大的增加。     

双级延伸喷管高空展开过程动力学耦合仿真研究

带有延伸喷管的固体火箭发动机一般采用热分离方式进行级间分离,要求延伸喷管按照先点火、后展开的时序进行工作。因此,延伸喷管的展开过程实质上为一个燃气流动与延伸锥运动相互耦合影响的过程。为了详细分析和评估在燃气流场和延伸喷管展开相互耦合影响下尾流的变化和延伸锥的展开情况,根据Fluent软件中的用户自定义函数(UDF)功能提出了一种耦合仿真方法,并据此对某型双级延伸喷管的展开过程进行了耦合仿真研究,得到了在延伸喷管展开过程中尾流的变化以及延伸锥的运动和气动力等参数随时间的变化情况。计算结果表明,在延伸喷管展开过程中,延伸锥及其展开机构所在的空腔内的温度出现短时剧烈波动,需对其进行一定的热防护;在高空工况下,流场气动力对延伸锥的展开主要为阻碍作用且影响较大,当气瓶初始压强低于1.0 MPa时,延伸锥可能出现无法展开的情况;耦合仿真结果可反映出发动机工作时延伸锥的实际展开情况,可对延伸喷管能源系统输入参数等设计提供指导。     

折叠瓣式可延伸出口锥

可延伸喷管出口锥技术是当今提高喷管膨胀比、缩短发动机长度、提高固体发动机性能的最重要途径之一。美国和法国分别从六十年代和七十年代就开始了该技术的研究,设计试验了多种形式的可延伸出口锥,其中有的已成功地用于弹道导弹和航天固体发动机型号。本文介绍法国欧洲动力公司的折叠瓣式可延伸出口锥的没计和研制情况。这种设计是将     

环簇式塞式喷管在固体火箭发动机上应用探讨

对可应用于固体火箭发动机上的3种塞式喷管的结构特点进行了比较,重点讨论环簇式塞式喷管结构性能。基于目前的设计方法,确定了环簇式塞式喷管与钟形喷管的性能比较方法,进行了尺寸及重量分析,并给出了其在战略导弹第一级发动机和高空发动机的应用算例。结果表明,内喷管喉径是影响环簇式塞式喷管尺寸大小的最主要设计参数;在单元数足够多时,环簇式塞式喷管可比相同面积比的钟形喷管的尺寸更小,重量更轻,推力效率更高;明确了环簇式塞式喷管实际应用所需解决的关键问题。     

塞式喷管性能的数值模拟与实验验证

通过特征线法在塞式喷管中的应用，研究了塞式喷管主要结构参数对其性能的影响，同时，研究了塞式喷管的高度特性，最后还对塞式喷管合推力与发动机轴向夹角的高度特性进行了研究和分析。理论研究结果得到了实验的验证。其结果可用于塞式喷管的设计。     

C-103铌合金可延伸喷管成形工艺及冷展试验

本文简单介绍可延伸喷管的特点及C-103铌合金的性能,着重论说该喷管中型冷试件采用强力旋压-延伸成形-模胎扩径的成形工艺,并对喷管的冷展试验进行了分析比较,从而为可延伸喷管的初样生产提供必要的技术数据。     

管束式喷管延伸段液压气密性试验的密封技术

某型大喷管,即管束式喷管延伸段,是由数百根空间变螺旋管组成,根据产品的焊接技术要求,需对空间变螺旋管做液压强度、气密性试验。试验时必须将管束式喷管延伸段的出口集合器上的575个小喷嘴密封。小喷嘴的间距仅有5.81mm,经研究采用球头密封,磁性垫片定位,橡胶垫尺寸补偿的工艺设计方案,达到了密封性能的要求。     

惯性末级火箭的可延伸喷管获得批准

美国空军和航宇局已决定在惯性末级火箭的两台固体发动机中较小的一台上使用可延伸喷管。这样,惯性末级将成为第一个使用近几年发展起来的可延伸喷管技术的火箭。这种较小型发动机的主喷管,从喉部到出口面长约0.80米,利用套装在一起的两个碳碳出口锥,喷管可分两步延伸。每次使喷管伸长0.6米,即第一步伸长到1.4米,尔后达到2.0米。经两步延伸,将使膨胀比从47.3增加到173.6。可延伸喷管将以成套组件的形式应用。如用于特殊任务,空军的兴趣集中于两步延伸喷     

气动扇形喷嘴雾化特性的实验研究

为研究气动扇形喷嘴雾化特性,设计加工了不同角度、不同出口形式和不同尺寸的5种扇形喷嘴,并搭建了试验台架系统,进行了喷嘴雾化试验。根据试验测量结果,从流量特性和雾化特性方面分析了气液比、喷嘴结构等对喷嘴流量系数、喷雾场雾化粒径分布的影响,并定性给出了喷嘴结构对雾化特性的影响规律。     

几何结构可调的亚燃冲压发动机性能研究

液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能。本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性能进行了计算和比较。结果表明,采用连续可调喷管的冲压发动机的性能大大优于固定几何结构的冲压发动机,进气道可调带来的冲压发动机性能增加远小于喷管连续可调带来的发动机性能增加。     

环喉型塞式喷管的数值仿真研究

通过流场数值仿真计算方法对环喉型塞式喷管进行了研究,对比计算了不同外流条件下塞式喷管的流场结构和性能.分析表明该塞式喷管的结构方案独特,具有稳定的高空高速性能,与传统的钟型喷管相比低空性能更优异.     

喷管扩张段绝热层的烧蚀计算

固体火箭发动机喷管的烧蚀预示是喷管结构分析的重要一环，本文用有限元法计算了喷管扩张段绝热层的烧蚀，计算中了对流换热１、材料热解及烧蚀吸热。计算结果与发动机热试车解决结果相近。     

固体发动机喷管内部型面最佳设计

本文在一维两相平衡流动理论基础上，在相同推力和一组给定的设计参数条件下，分析确定使喷管扩散段长度最短的内部最佳型面为一特定系数的三次多项式，该型面在大的和高膨胀比特别是长度受到限制的喷管上使用，更具有其实用价值     

圆转方塞式喷管型面设计和试验研究

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的结构与设计参数，以及试验系统组成和点火方式，给出了试验发动机照片、试验结果照片、测量参数曲线和性能数据处理。试验结果表明，试验发动机具有较高的热试效率：在三个不同工作高度下，喷管推力系数效率在93％-98％之间，说明圆转方塞式喷管的型面设计和试验方法是可行的。     

塞式喷管流场变化对性能的影响

为了更清楚塞式喷管的注以动机理以便合理的设计塞式喷管，本文从N－S方程出发，采用NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟。重点研究了塞式喷管在高低空注以场的发展和外流对塞锥流场及其性能的影响。研究表明，在设计高度以下，塞式喷管的高度补偿作用很在,并且外流对塞式喷管影响很大，而在设计高度以上，塞式喷管的补偿作用消失，而外流的影响同样可以忽视。     

固体火箭发动机喷管结构完整性分析

通过计算温度场和应力场,分析了喷管在发动机工作过程中的结构完整性。将燃气简化为一维等熵流,以确定喷管内型面所承受的温度和压强载荷。基于三维有限元模型,计算了喷管的瞬时温度场。然后,将温度场分析结果导入结构分析模型,用点．点接触单元模拟喷管材料之间的接触状态,对温度和压强载荷联合作用下的应力场进行了分析。结果表明,喷管结构是安全的。     

固体发动机喷管烧蚀和温度场测量

介绍了含铝复合推进剂发动机试验时,对其喷管进行的烧蚀和温度场测量,获得了复合喷管结构中的烧蚀和瞬时温度分布.