基于试验数据对比评估的橡胶堵盖加速寿命研究

为科学获取某型喷管橡胶堵盖的库房贮存薄弱环节和寿命,根据其装配和使用时所受敏感应力为本体的拉伸应力和剪切应力,以及堵盖与喉衬之间的剪切应力的特点,分别设计橡胶堵盖本体材料的哑铃型试样、橡胶-胶粘剂剪切试样、以及硬质泡沫塑料-胶粘剂-结构缠绕制品开展加速寿命试验与评估方法对比研究。研究结果表明,传统的老化动力学模型不能适用于所有材料的评估,对于不同试验件的力学性能测试数据应采取不同的模型进行退化分析;橡胶堵盖随发动机在弹上长期贮存时,本体所受的剪切应力是其失效的主要模式;与喉衬粘接界面相比,橡胶堵盖本体更容易失效。开展验证试验,将橡胶堵盖真实产品等效加速至薄弱环节的寿命评估年限,并进行打开压强试验,从而验证了评估模型和评估方法的有效性。     

固体火箭发动机喷管橡胶堵盖承压状态仿真方法研究

针对固体火箭发动机喷管橡胶堵盖的受力状态,提出了一种基于Abaqus仿真建模及有限元仿真计算方法.通过橡胶堵盖组成材料(橡胶及夹布)应力-应变曲线及数据拟合,归纳出选择材料本构时应注意的问题;根据堵盖的实际产品状态、结构形态,提出了相关假设,建立了一种简化的有限元模型,并对某固体火箭发动机橡胶堵盖0.3 MPa的承压工...     

小型固体发动机喷管堵盖方案探讨

结合某型号几种小型发动机的研制过程，介绍了几种小型发动机喷管堵盖发，并对各方案的优劣进行了比较，给出了方案实施途径。     

受冲压作用固体发动机喷管堵盖应力分析

基于Ｖｏｎ Ｋａｒｍａｎ模型，对受冲击压力作用的喷管堵盖计算模型进行受力分析，计算考虑到了几何非线性和材料非线性的影响，得到了冲压作用下的喷管堵盖变形和应力分析结果。并对不同升压速率情况进行了对比分析，指出了升压速率对喷管堵盖结构受力影响的重要性。     

主喷管倾角影响塞式喷管性能的实验研究

为分析主喷管角度对塞式喷管性能的影响,对两种塞式喷管实验发动机进行了热试和冷流试验。试验结果表明,主喷管倾角对发动机喷管效率、底部压强与燃烧室压强之比的影响明显,且存在一个性能最优的最佳倾角。热试和冷流实验发动机主喷管倾角为20°时,喷管效率最高。     

喷管堵盖粘接工艺优化试验

测定了聚氨酯胶粘剂配比对粘接强度的影响，并且优化出适合喷管堵盖压力范围了最佳配比及其它工艺参数。     

圆转方塞式喷管型面设计和试验研究

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的结构与设计参数，以及试验系统组成和点火方式，给出了试验发动机照片、试验结果照片、测量参数曲线和性能数据处理。试验结果表明，试验发动机具有较高的热试效率：在三个不同工作高度下，喷管推力系数效率在93％-98％之间，说明圆转方塞式喷管的型面设计和试验方法是可行的。     

固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究

主要介绍QC小组在固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究活动中,按照PDCA循环的基本方法,采用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机地面试验喷管摆角测试新方法,解决了传动机构间隙对摆角测试精度的影响,提高了发动机地面试验喷管摆角测试精度。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

塞式喷管发动机的性能预示

采用理论分析的方法并结合塞式喷管的结构特点，建立塞式喷管壁面的的压力分布模型，对全长型、截短型以及考虑底部推力、底部二次流等情况下的塞式喷管发动机进行了性能预示，并同试验结果进行了对比分析。分析结果表明，塞式喷管发动机的性能预示结果同试验结果吻合较好，验证了预示模型的可行性，但是在某些工作压比下，预测值与试验值之间还有一定程度的差异，塞式喷管发动机的性能预示模型还有待进一步的完善。     

喷管分离流场计算

固体火箭发动机喷管分离流场是相当复杂的，本研究首先建立了分离流的物理模型，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间推进格式，并用零方程涡粘模型封闭Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，计算了一种特型喷管在地面试车时的分离流场，给出了分离图象和出口面参数，本研究所提供的方法还可用于发动机启动过程中喷管的分类计算。     

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.     

翼柱型装药发动机设计参数的匹配性分析

翼槽内的火焰传播过程对翼柱型固体发动机的点火升压过程有很大的影响。通过模拟试验发动机点火试验获得的翼槽内火焰传播数据,结合翼柱型装药点火升压计算模型,分析了推进剂燃速、点火能量、喷管堵盖打开压强、翼槽部位的初始燃面等设计参数在点火升压过程中的匹配关系。分析方法对不同结构翼柱型装药发动机设计是有用的。     

小型固体火箭发动机尾部点火器设计方法

以尾部点火装置安装位置为分类方法,以点火装置燃烧产物与发动机装药的不同换热方式为基础,对典型的小型固体火箭发动机的尾部点火设计方法和设计中需要重点考虑的问题作了较为全面的介绍。以某型号发动机尾部点火设计为研究对象,对点火序列设计、点火药量的估算、喷管堵片的设计方法进行了阐述。通过调整点火药量、喷管堵片设计状态,使点火压强逐步提高,解决了发动机研制初期出现的点火延迟、不点火等技术问题。     

潜入喷管背部容腔对点火初期压强振荡影响的数值研究

为深入了解点火初期药柱表面的压强振荡情况,采用计算流体力学软件FLUENT对固体火箭发动机喷管堵盖打开前的点火增压过程进行了轴对称数值计算,探讨了潜入喷管背部容腔对压强振荡的影响.计算结果表明,发动机头部和背部容腔内压强振荡最为剧烈,压强峰值和升压梯度峰值随容腔体积的增加而递减.结论可为药柱裂纹的扩展研究及固体火箭发动...     

粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法

发展了一种保持燃气参数不变的情况下能实现粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法,并研制了试验装置。该试验方法是将两相流燃气中的一部分粒子收集起来,以减少流经喷管的粒子流量,通过改变收集孔和收敛角的大小来调节粒子流量。采用该方法开展了变粒子流量的喷管烧蚀试验,试验结果验证了该方法是有效的,试验条件下喷管喉部平均线烧蚀率随粒子流量减小而降低。     

固体火箭发动机长尾喷管烧蚀实验研究

通过研究长尾喷管烧蚀机理,建立了一套模拟长尾喷管烧蚀的实验方法,设计了研究长尾喷管发动机烧蚀性能的实验装置,并进行了正常状态和过载状态下的长尾喷管烧蚀实验,同时获得了烧蚀实验数据及烧蚀形貌。通过建立的数值计算模型,开展了对长尾喷管烧蚀的数值计算研究。将实验结果与数值模拟结果进行了对比分析,两者在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值模拟的有效性。     

高空喷管在地面试验时火焰偏摆的分析

本文分析了高空大面积比喷管在地面试验时喷管内出现火焰偏摆的原因,叙述了喷管内气流不对称分离的机理。通过分析得出,由此产生的火焰偏摆在高空模拟试验或用截短喷管的地面试验中会自然消失。本文通过喷管流场计算,附面层分离计算和传热计算说明试车中出现的现象。     

喷管扩张段绝热层的烧蚀计算

固体火箭发动机喷管的烧蚀预示是喷管结构分析的重要一环，本文用有限元法计算了喷管扩张段绝热层的烧蚀，计算中了对流换热１、材料热解及烧蚀吸热。计算结果与发动机热试车解决结果相近。