可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

固体火箭发动机水下应用时的燃速特性分析

火箭发动机内真实的推进剂燃速往往由于高温高压难以测量。为探讨燃速对于工况的依赖性．对水下应用的固体火箭发动机试验器的试验结果用最小二乘法进行了辨识。引用三种燃速公式进行辨识,得到了一种新型推进剂稳态燃速模型参数的最优辨识值。结果表明：指数式的辨识结果得到的残差最小,指数式是描述该新型推进剂燃速规律的合理格式。     

平均燃速法计算推力终止试验发动机性能参数

详细介绍了用平均燃速法计算推力终止试验发动机主要性能参数的数值方法。该方法借助于调整描述推力终止过程状态参数计算方程中某些待定参数，使计算的压强曲线尽可能与试验曲线吻合，从而确定这些待定参数（含第一稳态平均燃速）、第一稳态已燃装药量。然后在关闭反喷的条件下，用这些待定参数计算其余装药量产生的内弹道曲线，最终得到发动机性能参数。用迭代关机后压强冲量的方法确定第一稳态平均燃速，对实际发动机性能计算有实     

旋转对固体火箭发动机性能的影响

简要介绍固体火箭发动机绕自轴旋转产生的径向加速度对中心开孔装药的固体发动机的影响,如推进剂燃速增大、内流场变化,以及壳体过热等等.阐述根据全尺寸发动机的试验数据,用控制论中的辨识技术确定在旋转状态下的推进剂燃速的方法,并证明了该方法在工程应用上的可行性.     

可燃喷管固体助推器的研究现状

本文介绍了低成本、高可靠性运载火箭固体助推器可燃喷管的研究现状.可燃喷管是用一种低成本、高强度和低燃速推进剂制成的,宅在工作过程中可以燃烧,有利于固体火箭发动机降低成本和提高可靠性.其可行性已由美国联合工艺公司所验证,并由φ152mm 和φ762mm 发动机试车所证实.试验结果表明,可燃喷管的消蚀速率(相当于药柱的燃速)高于预估值,发动机性能优于预计情况(实际比冲比预计比冲1979.6N·s/kg 高25.5N·s/kg).     

无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算

本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律.     

固体火箭发动机径向泄压过程中燃速对内弹道预示的影响

用参数辨识法对某径向泄压固体火箭发动机的瞬态参数进行了辨识,得出了该发动机泄压过程的瞬态燃速公式和泄压孔流量系数。利用零维瞬态内弹道模型和辨识所得参数,对另一台发动机的径向泄压过程进行了预示,预示结果与发动机实测数据吻合良好,证明了该方法的正确性和适用性。在此基础上,分析了燃速对径向泄压过程内弹道预示的影响。结果显示,在发动机径向泄压过程中,采用瞬态燃速更能反映发动机的实际工作过程。     

水反应金属燃料燃速特性理论分析与辨识

通过采用双反应区燃烧模型，分析水反应金属燃烧表面传热机理，得出水反应金属燃料发动机水反应金属燃料燃速表达式。理论计算和分析表明燃速主要受表面火焰面传热影响，主火焰面辐射可忽略。常规固体火箭发动机燃速辨识方法可用水反应金属燃料发动机水反应金属燃速辨识。     

基于遗传算法的固体火箭发动机参数辨识

固体火箭发动机参数辨识为非线性受约束优化问题,经典算法求解此类问题时初值敏感、局部收敛等问题表现较为突出.针对上述难题,将具有良好全局收敛性的遗传算法用于固体火箭发动机参数辨识,得到推进剂燃速模型和喉径变化模型的全局最优辨识值.计算结果表明,固体火箭发动机参数辨识采用遗传算法求解可行,计算结果与试验结果吻合良好.     

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。     

无喷管固体火箭发动机的初步实验研究

本文根据片型装药发动机对两种双基推进剂四种复合推进剂在四种药型下的试验结果,分析了在无喷管发动机内压强—时间关系、燃气流速和装药燃速沿通道的变化、特性速度及推进剂特性的影响。论述了推进剂的基础燃速对无喷管发动机工作特性的影响,侵蚀燃烧问题,装药通道内的几何喉面与流场中音速截面的关系等。对无喷管发动内设计有一定参考价值。     

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率，即用计算流场的方法确字喷管二维两相流损失和边界层损失，用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失，喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算，计算结果与实际结果比较符合，精度偏差在1％之内。     

用于推进剂燃速辨识的最小二乘法最大邻域算法

介绍了非线性参数最小二乘估值最大邻域算的数学原理，计算方法及其在辨识固体火箭发动机侵蚀燃速，基本燃速等的应用。实践表明该方法用于推进剂燃速率辨识是行之有效的。     

战术地地导弹发动机装药燃速最佳设计方法

对单级固体火箭发动机装药燃速的最佳设计提出了设计方法,同时结合某型号的设计给出了实例。使用证明,该方法是一种工程设计行之有效的方法。     

串联双燃速固体火箭发动机一维内弹道计算

探讨了双燃速固体火箭发动机一维内弹道计算方法，并给出了混合燃气参数的处理方法，综合考虑了燃烧室热损失，喷管效率，喉部烧蚀和装药的侵蚀燃烧对内弹道性能的影响，为发动机内弹道性能计算提供了一套更实用的工具。     

摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡影响的数值研究

固体火箭发动机工作时,摆动喷管受到伺服力和气动力等载荷的共同作用,在轴向上会产生小幅度的振动,振动频率与燃烧室内腔轴向声频耦合时会造成压力振荡幅值增大,诱发不稳定燃烧,导致燃烧室内压力、燃速不均等情况的出现.应用数值方法研究了摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡的影响,分析了压力振荡对喷管轴向激励幅值和频率的响应规律,以及...     

H_2O_2/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究

对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。     

航天飞机固体火箭发动机内流场

利用发动机缩比模型,采用流动显示技术,研究了航天飞机固体火箭发动机的内流场,模型包括燃烧室后段、后封头及摆动喷管的收敛段,用均匀分布的水流通过模型燃面,模拟了点火后三个不同时刻的实际燃面所产生的加质流对流动的影响,结果发现,流动因阻燃层存在而产生的涡流大为减少;减少部分阻燃层时,所产生的回流也是有限的;当燃烧室后部没有装药时,观察到了很强的回流。     

三氧化二铝颗粒在喷管内的沉积

本文根据一系列复合推进剂固体火箭发动机的中止燃烧试验,提出了三氧化二铝颗粒在发动机喷管内的沉积计算模型,并通过轴对称喷管两相跨音速流场计算及喷管传热分析,预示喷管内的沉积规律及沉积对喷管壁内温度场的影响。预示结果与实验结果基本相符。文中还比较了燃烧室压力,推进剂中铝含量对沉积影响的实验结果和理论预示结果,它们也基本相符。     

固体发动机平均燃速与平均压强的关系探讨

论述了目前尚未阐明的固体火箭发动机平均燃速与平均压强的本质关系——直线关系,试图澄清在这一关系方面的认识偏差.