翼柱型装药发动机点火升压过程计算

利用实验获得的翼槽内火焰传播规律经验公式,在Ｐ（ｔ）模型的基础上,建立了翼柱型发动机的点火升压计算模型。计算结果与实测数据吻合较好。同时就点火器流量、推进剂燃速、喷管堵盖打开压强等设计参数对发动机点火升压过程的影响进行了分析。     

固体火箭发动机药柱翼槽内的火焰传播过程

翼槽区内的火焰传播过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有潜在的影响。文中采用高速摄影技术测定了点火瞬态模拟实验发动机后翼槽区内的火焰传播过程，研究了不同设计参数对火焰传播过程的影响，发现翼槽内的火焰传播过程首先是燃气充填过程，其次是火焰传播过程。翼槽内的火焰传播速度与升压梯度和翼槽的宽度有关，升压梯度越高、翼槽越宽则火焰传播速度越高。     

模拟发动机火焰传播过程试验研究

固体发动机火焰传播过程对发动机整个点火升压过程有着潜在的影响.利用靶线法对模拟发动机在不同点火强度、不同点火燃气射流角度和不同药柱结构条件下进行火焰传播试验研究,并对火焰传播位置、火焰峰传播速度进行了分析.结果发现,燃气倾斜喷射导致的火焰峰传播速度大于燃气平行喷射下的火焰峰传播速度；翼槽型装药发动机的火焰峰传播速度大于...     

大长径比SRM头部复杂结构三维纯气相火焰传播过程

以N-S方程,RNGk-ε湍流模型、P1辐射模型为基础,以美国"大力神-Ⅳ"运载火箭助推发动机PQM-1为算例,采用流固耦合传热的火焰传播边界条件,建立了大长径比SRM头部复杂结构的三维纯气相火焰传播模型,分析了发动机点火瞬态头部径向和轴向翼槽内的火焰传播过程。结果表明,对于采用单喷管点火发动机点火的大长径比SRM,头部翼槽的初始发火点在轴向翼槽末端,且头部轴向翼槽内的冷空气影响径向翼槽内的火焰传播,而轴向翼槽内的火焰传播过程对药柱锥形通道内的火焰传播影响不大。     

翼柱形模拟发动机点火燃气填充过程研究

含翼槽发动机点火燃气填充过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有着潜在影响.通过试验,测定在不同点火药量、不同堵片打开方式下,点火燃气填充过程中头部和尾部翼槽内的压强变化情况以及两翼槽内的压强响应时间间隔,并建立了模拟发动机的点火燃气填充过程计算模型,计算结果与实测数据吻合较好.结果发现,堵片的状况影响两翼槽内的压强变化情况,同时两翼槽内的压强响应时间间隔与燃烧室内主流燃气速度有关.     

大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程分析

为了定量描述大长径比固体火箭发动机点火滞后期和火焰传播过程,分析了试验压强一时间曲线和升压速率曲线,并利用数值计算对点火瞬态过程进行仿真;根据两条曲线的数学与物理意义推断主装药首次火焰时刻为升压速率上升阶段过零时刻,火焰传播结束时刻为升压速率由上升转下降的极值时刻;数值仿真结果验证了这一推断。该方法简单有效,适用于工程实践。     

翼柱形药柱模拟发动机火焰传播规律研究

翼柱形药柱模拟发动机的翼槽结构对点火瞬态过程的火焰传播规律存在着潜在的影响.通过试验分析不同质量流量的点火剂燃气以不同的角度喷射到翼柱形药柱模拟发动机的推进剂表面时的火焰传播规律,发现火焰峰传播到翼槽区域后,尾部翼槽底部区域被最后点燃.通过对试验进行数值仿真分析可知,压缩在翼槽底部温度较低的气体减弱了高温燃气与推进剂的...     

SRM点火瞬态凝相粒子对火焰传播过程的影响

以Fluent计算软件为工具、时均化N\|S方程、RNG k-ε湍流模型、P1辐射模型、颗粒 轨道模型为基础、美国“大力神4”运载火箭助推发动机PQM -1为算例,采用流固耦合传热的火焰传播边界条件,建立了二维轴对称纯气相流动和气固两 相流动模型,分析了大长径比SRM点火瞬态凝相粒子对火焰传播过程的影响。分析结果表明 ,与纯气相流动模型相比,两相流模型中凝相粒子的辐射、阻尼、拖拽等作用改变了火焰在 装药燃气通道、径向翼槽内的传播过程;两相流动模型可正确预示大长径比SRM的初始发火 点和火焰传播过程。     

大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究

通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。     

微型固体火箭发动机点火增压过程瞬态燃速辨识

建立了微型固体火箭发动机点火增压过程一维非定常仿真模型;基于发动机点火增压物理过程,采用拉丁超立方设计方法进行了仿真试验设计,得到了传热模型参数和不同压强范围瞬态燃速模型参数的最优估计。计算和试验结果的对比表明,辨识所得模型参数合理,修正后的dp/dt燃速模型适用于微型固体火箭发动机升压速率较高的情况。     

高压强固体火箭发动机性能/成本优化设计

建立了翼柱形装药固体火箭发动机在高工作压强下的性能、成本计算模型。采用混合编码遗传算法进行了性能/成本优化设计。所得优化设计结果表明,按费用优化设计技术可行,可为高压强固体火箭发动机方案设计提供依据。     

装药燃烧增压过程中脱粘扩展条件实验分析

研究了在高增压燃烧条件下固体推进剂／绝热层界面脱粘进一步扩展的诱导因素，获得了脱粘传播速度与燃烧室点火压强梯度之间的经验关系及临界压强梯度，提出了三种脱粘扩展模式。研究表明，当脱粘槽较窄并且点火增压梯度较大时，脱粘前沿扩展较快。     

非自燃推进剂固液火箭发动机点火特性试验研究

叙述了非自燃推进剂固液火箭发动机的点火特性，并分析了点火起动程序设计、烟火剂点火器和复合固体引燃器的试验过程，结果表明；应用烟火剂点火器和预设固体引燃器，不仅能保证点火起动安全无误，而且还适用于多种非自燃固液发动机的点火 。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。     

旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究

本文系统地总结了我们在旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究方面的某些成果，其中包括含铝丁羟推进剂的试片实验和装药发动机实验以及燃速敏感性预示和内弹道预示，得出了一些有益的结论，可供发动机设计及推进剂配方设计参考。     

固体火箭发动机冷增压试验系统的设计与应用

针对固体火箭发动机药柱点火瞬态过程应变难以测量的工程难题,研制了固体火箭发动机冷增压试验系统.该系统利用高压气体对药柱内腔进行加压,模拟发动机点火增压过程,实现了药柱内表面应变的实时测量.利用该系统对某型号固体火箭发动机进行了冷增压试验,并将试验结果与数值仿真结果进行了对比,二者相对误差在8％以内.该试验系统操作方便,...     

大长细比小型固体发动机后点火试验研究

阐述了小型固体火箭发动机点火性能参数与影响因素．介绍了大长细比长尾喷管小型固体火箭发动机后点火的设计思路和试验情况．并对后点火试验研究进行了总结。