用粒子仿真法计算含缺陷固体发动机内流场

利用“N-S方程 粒子仿真”方法来计算含缺陷固体发动机的内流场，计算结果表明：该模型可以很好模拟裂纹对发动机内流场的影响，同时指出环形裂纹内的流动对主流的影响大于纵向裂纹，环形裂纹内上游位置流动对主流的影响较下游位置的大，并可以保持到喷管喉部，翼槽附近的环形裂纹内的流动，对主流的影响相对较弱。     

导弹飞行时固体火箭发动机内弹道异常现象分析

叙述了某地空导弹在训练打靶中的一些飞行异常现象。对服役多年固体火箭发机的内弹道异常，从双基推进剂装药老化、喷喉截面调节、装药碎块喷射以及裂纹燃烧等方面进行了分析。对服役期的双基推进剂固体火箭发动机的使用维护和作战训练有一定参考价值。     

固体火箭发动机贮存中装药裂纹故障及原因分析

固体火箭发动机装药裂纹问题导致寿命期内导弹因固体动力失效而面临报废。为了查明原因,在对多个批次的发动机装药质量进行普查的同时,采用发动机解剖技术、发动机中材料的获取技术、结构完整性分析技术等,研究了发动机贮存中装药裂纹故障的产生原因,得出了发动机装药裂纹是批次问题造成,与湿气的影响、产品的批次质量、贮存时间等相关,并利用低温贮存和低温试车对该结论进行了验证。     

潜入喷管北壁区流场影响因素实验研究

应用相位多普勒粒子分析仪（ＰＤＰＡ）对含潜入喷管、通道为矩形的固体火箭发动机准冷流模型内流场进行测量,研究了雷诺数和背壁空腔形状对背壁区流场的影响。结果表明,随着雷诺数增大气流分离点向下游移动,回流速度增大,椭圆形后封头、直线形喷管背壁构成的背壁区回流速度比圆形后封状、台阶形喷管背壁大。对于潜入深度大的喷管,气流在燃烧室壁面分离,背壁区形成强旋涡;而潜入深度小的喷管,分离点会后移至后封头上,在背壁     

固体火箭发动机药柱伞盘结构应力应变分析

应用三维粘弹性有限元分析方法,分析了某固体火箭发动机药柱在低温载荷作用下的应力应变场,讨论了前伞盘曲面形式、宽度和深度对该部位最大Von Mises应变值的影响。在此基础上,通过调整前伞盘顶端双圆弧曲面结构的半径比,在基本不减少装药量的前提下,有效降低了该处最大Von Mises应变值,并初步确定了最佳半径比的范围,所得结论可为固体火箭发动机装药设计提供定量参考。     

固体火箭内流场的时均和大涡模拟技术对比研究

分别采用时均RNG湍流模拟和大涡模拟(LES)方法对某型固体火箭发动机内流场进行了瞬态数值模拟研究,建模过程中针对推进剂燃烧以及燃面边界采用了修正壁面通量的方法,并使用了动网格技术。结果表明:大涡模拟技术可以得到发动机内湍流流场中详细拟序结构,时均湍流模拟对于火箭发动机内流场时均量的模拟仍有较好的工程精度。     

多根管型装药固体火箭发动机初始压强峰影响因素研究

为了解多根管型装药固体火箭发动机实验时出现的过高的初始压强峰的问题，采用实验研究和理论分析相结合的方法，对点火药量、药柱数量、限燃面积对初始压强峰的影响进行了研究。结果表明：对于多根管型装药固体火箭发动机，发现点火药量对初始压强峰影响较小，减少点火药量不能有效降低初始压强峰；药柱数量和限燃面积对燃通比和初始压强峰影响较大，装药数量从7根减少为6根时，初始压强峰减小了57%；限燃面积为装药外表面面积的0.22倍时，初始压强峰消失。同时，得到了该类型装药的侵蚀函数，其临界燃通比为50.10。     

含缺陷固体装药燃烧异常实验分析

利用高速实时Ｘ射线荧屏分析技术,对固体火箭发动机装药经常出现的主要缺陷导致的异常燃烧现象进行研究,提出了含不同类型缺陷装药结构破坏的条件和模式,描述了推进剂裂纹、气孔和脱粘槽穴内的点火、燃烧和结构变形现象,分析了双基、丁羟、ＮＥＰＥ推进剂裂纹进一步扩展趋势和临界条件,为评估固体发动机含缺陷装药燃烧安全性提供了实验依据和分析方法。     

三维 J积分理论在固体火箭发动机裂纹研究中的应用

针对固体火箭发动机药柱上裂纹的三维性和受力复杂性,文章提出采用三维 J积分理论和数值仿真来计算药柱上裂纹缝线上的 J积分值,并给出了三维 J积分的体积分表达式和有限元数值分析方法;通过对固体火箭发动机药柱上在燃烧室星角处的一条典型裂纹——横向贯穿楔形裂纹仿真计算,得出裂纹缝线上 J积分值呈现中间高两端低的非均匀分布特点,证明了三维 J积分理论在固体火箭发动机装药裂纹危险性研究上的适用性。     

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。     

固体推进剂装药裂纹内燃烧流动的实验研究

通过设计实验装置形成了一条预制裂纹,用高速运动分析仪及数据采集系统测试了火焰的裂纹内的传播及裂纹内的压强变化,研究了不同几何特性和增压下,固体推进剂裂纹的燃烧流动情况。实验表明：裂纹内的火焰传播速度受裂纹几何条件和增压的共同影响,增压越大,裂纹越窄,火焰传播速度越大。裂纹尖端压强与裂纹入口压强比的最大值也受增压和几体条件的影响,增压越大,裂纹越窄,该压强比越大。     

点火期间装药裂纹内流场特性的有限元计算

通过理论分析,建立了固体火箭发动机推进剂裂纹动态点火的理论模型,对裂纹内部燃烧流动情况进行了理论计算。在非结构网格下,用有限元方法计算了不同几何特性和增压梯度下,火焰在裂纹内的传播及裂纹内的压强变化情况。计算表明：增压梯度越大,裂纹越窄,裂纹内的火焰传播速度越大,裂纹尖端压强也越大。     

Multi-phase flow effect on SRM nozzle flow field and thermal protection materials

Multi-phase flow effect generated from the combustion of aluminum based composite propellant was performed on the thermal protection material of solid rocket motor(SRM) nozzle.Injection of alumina(Al₂O₃) particles from 5% to 10% was tried on SRM nozzle flow field to see the influence of multiphase flow on heat transfer computations.A coupled,time resolved CFD(computational fluid dynamics) approach was adopted to solve the conjugate problem of multi-phase fluid flow and heat transfer in the solid rocket motor nozzle.The governing equations are discretized by using the finite volume method.Spalart-Allmaras(S-A) turbulence model was employed.The computation was executed on the different models selected for the analysis to validate the temperature variation in the throat inserts and baking material of SRM nozzle.Comparison for temperatures variations were also carried out at different expansion ratios of nozzle.This paper also characterized the advanced SRM nozzle composites material for their high thermo stability and their high thermo mechanical capabilities to make it more reliable simpler and lighter.      

撞击载荷作用下固体火箭发动机安全性分析

以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础,考虑推进剂基体粘性加热,结合热粘弹理论和动力有限元法,分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成,确定产生高温热点撞击临界速度.通过对含能材料Steven撞击试验、小型试验发动机撞击试验分析计算及结果对比,证明了理论模型及计算方法的有效性.     

燃烧室升压梯度对固体推进剂裂纹燃烧与扩展影响的研究

建立了描述固体推进剂裂纹燃烧与扩展过程的数学模型。通过实验和理论计算研究了燃烧室升压梯度对固体推进剂裂纹燃烧与扩展的影响。结果表明,燃烧室升压梯度对裂纹腔内对流燃烧流场、以及裂纹的开裂时间和开裂方式都有很大影响。实验结果和理论计算结果的一致及理论计算的双向耦合性质。      

膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究

提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现,建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型,得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系,以及发动机熄火应满足的条件,还进行了原理性热试车,成功实现了多脉冲工作。     

固体推进剂燃烧断裂边界二维流场特性

在高温、高压的对流燃烧条件下,固体推进剂的断裂扩展是一个十分复杂的非线性非平衡不可逆的热力学耦合过程,裂纹对流燃烧流场与裂纹的变形、扩展之间存在着强耦合作用。以二维粘流Ｎ－Ｓ方程着重模拟了固体推进剂燃烧断裂边界二维流场特性,并和一维结果进行比较,全面展示了燃烧断裂动力学边界的时变特性,为燃烧断裂扩展模式的后续研究提供参考。     

小张角扇形射线束CT检测固体发动机局部缺陷

针对小张角扇形射线束CT的特点及提高固体火箭发动机缺陷检测效率，本文在滤波反投影(FBP)算法的基础上，提出了局部区域的图像重建方法，采用感兴趣的局部区域(ROI)的采样数据，实现了固体火箭发动机局部图像重建。与整体图像重建算法一样，FBP局部重建的图像清晰，缺陷分辨率高，重建速度快，具有很好的应用价值。     

前后翼型装药结构SRM气固两相流动特性

基于可压缩流动强守恒型Navier-Stokes方程,运用颗粒轨道模型(PTM)和shear stress transfer(SST)k-ω湍流模型,采用计算单元内颗粒源法(PSIC)进行气固两相耦合计算,建立了某型前后翼型装药结构固体火箭发动机(SRM)工作初期的三维两相内流场数值计算模型.对比分析了纯气相和气固两相...