固体火箭发动机实际燃速常数的计算

根据试车数据，对全尺寸发机和标准发机瞬时燃速进行了计算，利用参数辨识技术，确定了维也里燃公式（ｒ＝ａｐ＾ｎ）里的常数，计算结果表明：对应用在不同发动机中的同一种推进剂来说，其燃速系数α和压强指数ｎ是不同的。探讨了不同发动机燃速常数变化的原因以及规律性，提供了分析全尺寸发动机，标准发动机之间燃速相关性的新方法。     

固体火箭发动机中推进剂燃速的预测(综述)

本文论述了燃速预测的重要性,分析了发动机中实际燃速与预测燃速的差异,分别评述了SPP程序对燃速的处理方法、标准发动机预测燃速的要求、测试精度对燃速相关性的影响以及用燃烧理论模型进行燃速相关的问题.介绍了端面燃烧药的锥化现象和内孔燃烧药柱的驼峰效应.最后对开展燃速预测的研究工作提出了建议.     

气相和粒子冲刷速度对丁羟推进剂燃速影响分析

基于试验获得的气相和粒子冲刷条件下的固体推进剂燃速数据,采用误差反向传播算法(BP算法)的人工神经网络技术开展了推进剂的燃速特性分析。网络训练和预示结果表明,利用BP算法开展冲刷条件下的燃速影响因素分析的精度在4%以内。分析结果表明,气相和粒子冲刷速度都会影响固体推进剂的燃速。在低气相速度条件下,推进剂燃速对粒子冲刷速度的变化更为敏感。粒子冲刷对固体推进剂燃速的影响存在界限效应,当粒子冲刷速度大于某一界限值时,推进剂燃速增加幅度增大,并由粒子冲刷主导。     

含铝复合推进剂燃速计算研究

本文专门探讨了利用 PEM模型计算含铝复合推进剂的燃速和压强指数。文中提出一种确定假想推进剂配方的新方法 ,并以此为基础建立了一个扩展和改进的 PEM模型 ,利用该模型计算了含铝推进剂的燃速和压强指数     

AP/HTPB复合推进剂微尺度燃烧模型及数值分析

为了研究AP/HTPB复合推进剂微尺度燃烧与流动特性,建立了二维三明治结构的稳态燃烧模型。该模型考虑了气相火焰热反馈与固相组分热传导之间的耦合,通过对气相求解完整的N-S方程组,获得了AP/HTPB的燃速与微尺度燃烧场各物理量的分布特性。结果表明,随着环境压力升高,燃烧火焰由预混结构逐渐发展为扩散结构;压力越高,火焰热释放及其对燃面的热反馈越强,燃面的温度与燃速越高,燃速的计算结果与实验结果吻合较好;AP/HTPB交界点附近气体组分发生强烈的扩散反应,侧向速度对燃烧与流动有显著影响。      

固体推进剂二维绝热微尺度燃烧模型的数值研究

为实现固体微推力器工作过程的一体化模拟,基于Fluent计算软件的二次开发功能(UDF)和简化化学动力学模型,实现了固体推进剂的二维气-凝相绝热微尺度燃烧模型的建立,该模型针对固体微推力器所用双基推进剂,包含两步凝相反应和五步气相反应,燃速、推进剂表面温度和组分质量分数基于燃面物理特性计算得到,并考虑了粘性作用对气相和凝相反应的影响。针对0.5MPa,1.0MPa,2.0MPa和5.1MPa四种工况进行了计算,结果表明,高压工作环境下出现发光火焰区,且随表面压力增大而逐渐靠近壁面,凝相反应区厚度和嘶嘶区、暗区主要反应物在燃面的质量分数随推进剂表面压力增大而减小。对称面处推进剂燃速,推进剂表面温度和气相火焰结构与实验结果基本一致。由于壁面附近较高的粘性作用,气相火焰在壁面位置更加靠近推进剂燃面,并导致壁面位置推进剂燃速高于对称面位置。该模型实现了二维环境下考虑分步凝相反应的推进剂绝热燃烧模型的一体化计算,较好地拓展了原模型的应用范围。     

固体发动机燃速相关性

分别采用温度与压强相分离的一元回归分析方法和温度与压强相耦合的二元回归分析方法,对同一工艺条件下大量的药条燃速、Φ=127 mm发动机燃速和全尺寸发动机燃速进行了统计和回归分析,得出了上述三种燃速之间的回归方程。结果表明该方法具有足够的精度。     

HTPB固化交联体系在降低其推进剂燃速中的重要作用

本文研究了HTPB固化交联体系对其推进剂燃速的影响。实验发现,在固化交联体系中含MAPO的推进剂燃速要比用已三醇交联的推进剂燃速高18.4％。应用热分析、中止燃烧、电子扫描显微镜等实验方法,对其作用机理作了分析说明。     

降低超高燃速推进剂表观燃速压力指数的研究

通过对超高燃速推进剂（UHBRP）燃速压力曲线的理论分析，提出了一种降低UHBRP表观燃速压力指数的技术途径。实验上采取密度梯度的方法制造药柱，用大容量密闭爆发器测定了密度梯度药柱的燃速，得到了几乎平台型的燃速压力曲线。达到降低UHBRP表观燃速压力指数的目的，数据重复性良好。     

星孔装药燃面退移图形显示研究

应用计算机图形学在ＩＢＭ－ＰＣ机上开发了星孔装药燃面退移仿真的图形显示系统。该系统的功能包括：参数曲线的图形显示，装药横截面的二维及装药燃面的三维静态显示，模拟燃面退移的二维动态显示。详细讨论了用直线和圆弧构成装药横截面的二维图形的显示方法及相应的参数和控制点的计算，燃面上三维型值点的计算及图形显示方法，利用三次均匀Ｂ样条和双三次均匀Ｂ样条构造曲线和曲面的方法。     

固体火箭发动机稳态燃速二维模型参数最优化辨识

1引言发动机参数辨识常用方法是最小二乘法[1],即将参数估计问题转化为多元函数求极值问题,通过迭代选择待估参数值,使燃烧室压强计算值和实验值的残差平方和最小。采用最小二乘法进行参数辨识存在局限性[2],需要通过台劳级数展开式近似模型替代真实数学模型计算残差平方和对待     

铝镁贫氧推进剂低压可燃极限研究

采用推进剂静态燃速测试和非壅塞式固体火箭冲压发动机实验的方法,研究了铝镁贫氧推进剂配方对其低压可燃极限的影响。研究表明,增加氧化剂的含量、添加燃速催化剂和采用超细金属添加剂,可以拓宽铝镁贫氧推进剂的低压可燃极限,满足非壅塞式固体火箭冲压发动机的基本要求。     

加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响

用片型装药火箭发动机和含铝复合推进剂,研究了加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响。研究结果表明,在加速度７０ｇ的条件下,２０１０推进剂的平均效应燃速比ｒ＾－ａ／ｒ＾０高达１．５１５,固体火箭发动机的内弹道性能呈现明显的变化。该项研究对发动机设计有实际意义。     

低铝低燃速HTPB推进剂工艺性能影响研究

为研究固体填料粒度级配及工艺助剂对低铝低燃速HTPB推进剂工艺性能的影响,本文依据固体颗粒堆积最密集排列理论,建立了固体颗粒级配模型,结合固体填料实际粒径,计算得到两种理想刚性球的堆积结果,并在此基础上考察了不同级配配方药浆流动性及触变性。同时,通过筛选工艺助剂种类及优化最适助剂用量,对比了加入不同工艺助剂配方药浆的触变性。结果表明：当采用双二级配模型,计算出的固体颗粒级配比例最优;通过进一步优化固体颗粒级配,结合药浆触变环大小快速判定了推进剂固体级配的合理性,提高了低铝低燃速HTPB推进剂配方工艺性能的可设计性;当工艺助剂选用SU-2,且用量为0.03%时,推进剂工艺性能明显改善,适用期可达596min。     

细粒度AP的改性双基推进剂燃速预示模型

在一维气相稳态反应流模型的基础上,讨论了细粒度AP对改性双基(CMDB)推进剂燃速的影响,引入工艺粒度d*s,修正了AP对燃烧表面结构影响因子fAP和分解影响因子gAP,建立了适用于细粒度AP的CMDB推进剂燃速预示模型,该模型可从推进剂化学结构参数出发,定量计算AP-Al-CMDB推进剂的燃速。结果表明:在压强9.8～19.6MPa条件下,不同AP粒度和含量下的燃速计算结果和实验结果吻合较好,大部分误差在5.0%,检验了模型的可靠性,对推进剂配方研制具有较好的指导意义。     

固体火箭发动机液体喷射熄火液量的确定

本文运用固体火箭发动机液体喷射熄火模型 ,确定了液体喷射熄火液量 ,研究了推进剂能量、压强指数、燃烧室压强、液体性质和喷射压降等多种因素的影响。     

大L＊脉冲发动机内弹道性能的实验研究

本文介绍了远程火箭中间段制导地面动态联试用的大Ｌ＊脉冲发动机内弹道性能实验研究的情况，包括静态点火试验、动态旋转试验和高低温环境试验的情况。试验数据与设计数据符合良好。试验结果表明，脉冲发动机的主要性能满足与弹上控制系统动态联试的要求，但也带有大Ｌ＊发动机的某些明显特点。     

高速旋转固体发动机低燃速推进剂燃速性能的研究

本文研究了推进剂的降速剂种类及其含量、氧化剂粒度和粒度分布,以及发动机的旋转对低燃速固体推进剂燃速性能的影响.并研究了采用新型药条包覆剂提高推进剂燃速测试精度的方法.在此基础上,研制出稳定的低燃速复合固体推进剂.它具有高的燃速精度,较低的压强指数.文章还指出了发动机的高速旋转(2400r/min)对推进剂的燃速性能和比冲的影响.     

硝胺复合固体推进剂燃速估算

本文讨论了硝胺炸药RDX、HMX的热分解及其对固体推进剂燃速的影响.提出了一种适用于AP/RDX(HMX)/HTPB(PU)/Al体系复合固体推进剂燃速预估的计算程序,计算结果与实测值十分吻合.