水下固体火箭发动机的负推力现象研究

针对水下固体火箭发动机工作环境压强高的特点,结合固体推进剂的燃烧特性,采用UDF方法定义喷管入口边界条件,建立了固体推进剂燃气质量生成与水下超音速气体射流的耦合计算模型。将该模型的计算结果与水下固体火箭发动机的实验测量结果进行对比,验证了该模型的合理性。研究发现,水下固体火箭发动机在点火初期会出现负推力现象,负推力产生的原因是发动机点火初期,喷管内被过度压缩的燃气冲出喷管后,在喷管尾部形成一个超音速燃气泡,超音速流动使泡内压强降低;同时受到流动惯性作用的影响,气泡持续膨胀使泡内压强进一步大幅降低,发动机前后端面上的压差最终导致负推力现象产生。     

一种固体火箭发动机内弹道性能数字仿真研究

研究了固体火箭发动机内弹道性能数字仿真方法，包括确定其随机变量，提出根据试验数据修正压强和推力的计算公式和数字仿真模型。该方法可用于固体发动机方案选择、性能评定及流场计算。对某固体火箭发动机的内弹道性能进行了数字仿真，得出了燃烧时间平均压强和平均推力、最大压强、比冲和总冲等内弹道性能参数的均值和方差。计算结果和实验数据符合较好，说明该仿真模型计算可靠。     

非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析

设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验.通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的.利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究.研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应.研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据.     

比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。     

非同轴式喉栓变推力固体发动机试验

设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。     

偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算方法

为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,可作为此类发动机推力预示的依据。揭示了此类发动机推力偏斜角产生的原因,由于喷管斜切部分对发动机的轴向推力和径向推力产生了不同影响,引起发动机的推力偏离喷管扩张段轴线方向,形成了推力偏斜角。针对此类发动机,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能是负推力,在此类发动机设计过程中,应该科学地选择喷管偏置角和喷管斜切角,从而降低由于喷管偏置斜切而带来的发动机损失。     

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     

推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究

为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。     

挤压螺栓推力终止系统在固体火箭发动机中的应用

推力终止是固体火箭发动机研制中的一项新技术,挤压螺栓推力终止系统则是推力终止方案中比较好的一种.对各种推力终止方案的特点及优缺点分别作了介绍,并着重叙述挤压螺栓推力终止系统的工作原理和结构,给出了螺栓拉伸应力的计算公式.     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

喷口遮挡对射流式姿控火箭发动机性能的影响

通过数值模拟和试验研究,分析了喷口遮挡对姿控火箭发动机性能的影响。结果表明,当发动机喷口被遮挡时,姿控发动机不能跟随控制指令产生所需的反向推力,其稳定弹轴的能力减弱,从而影响火箭弹的落点精度。     

基于视加速度的固体火箭发动机飞行比冲估算

建立了基于遥测视加速度的推力及比冲计算模型,模型中考虑了附加质量对发动机推力的影响,对固体火箭发动机飞行试验推力及比冲进行了计算,并与利用标准内弹道预示程序重新预示的发动机推力及比冲进行了对比,两种方法计算结果一致。算例表明,利用飞行试验遥测视加速度计算发动机推力及比冲的计算模型正确,有关参数的选取和处理方法可行;该方法可准确再现发动机飞行过程的实时推力和比冲;可有效用于发动机飞行试验结果的快速分析与评估。     

姿控发动机推力测量系统的动态建模与补偿

在姿控发动机的瞬态推力测量中,推力测量系统的动态特性是影响推力准确测量的一个至关重要的因素。根据姿控发动机推力测量的特点,针对某型号姿控发动机设计了专用的试车台架,采用了动态标定、动态补偿和计算机仿真有机结合的方法,对推力测量系统动态特性的改善进行了研究。仿真结果表明,此方法在改善推力测量系统动态性能方面是行之有效的,可将其进一步推广到其它动态测量系统。     

喉栓式变推力发动机性能研究

利用建立的等效喉部面积计算方法,确定了喉栓式变推力发动机中喉栓构型、喉栓位置、喉部面积之间的重要关系,比较了不同构型发动机推力调节性能的差异。针对喉栓介入后发动机内复杂波系、流动分离等非传统流动现象开展稳态数值模拟,预示了变推力过程中发动机的整体性能;并将计算的稳态平衡压强、推力与原理样机的试验数据进行了对比,结果较为一致,验证了变推力的可行性和数值模型的有效性。所得结论可为变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据。     

一种对基于耗尽关机多级固体火箭概念设计的改进方法

由于维护简单和发射快速,弹道导弹多用固体火箭发动机,但繁杂的推力终止装置使各级装药不能耗尽并让结构增重。提出了一种对基于耗尽关机多级固体火箭概念设计的改进方法,此方法满足导弹系统主要的战技要求。为解决无推力终止装置的末速不准问题。可在末级发动机采用姿态调整装置,对射角进行调整,配合末速以满足射程要求。本方法还可抑制敌方反导探测。     

喉栓式推力可调固体火箭发动机动态响应特性数值分析

基于ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的N-S方程,利用动网格方法适应边界移动,对喉栓式推力可调固体火箭发动机在推力调节过程中发动机的内流场进行了非稳态数值模拟,分析了喉栓运动速度、发动机自由容积对推力调节性能的影响规律,揭示了喉栓式发动机推力调节过程中发动机的动态响应特性.所得结论可为喉栓式推力可调发动机的设计、试验提供依据.     

固体火箭发动机推力振荡特性数值研究

为了揭示固体火箭发动机推力振荡特性,以大型助推器P230的缩比发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展数值模拟,通过对比燃烧室压力、推力的振频和振幅,总结了推力振幅的估算方法.研究结果表明,推力振幅对压力振幅放大机理的关键参数是喉通比,放大比例与喉通比成反比;奇数阶声振型对推力振幅的贡献最大,偶数阶声振型对推力振幅的影响可以忽略,旋涡脱落对推力振幅的作用小于奇数阶声振型,且随涡/声耦合程度的增大而增强.     

固体火箭发动机内弹道性能工程预示方法

利用发动机地面试验结果，引入广义的压强系数和推力系数，计算了发动机的特征速度、喷管喉部面积等参数。在此基础上利用随机试件和标准发动机的相关参数预示了发动机的压强、推力、流量及其积分。通过算例可以看出。此发动机内弹道性能工程预示方法简单实用，预示精度满足要求。