固液发动机燃面退移控制因素分析

为获得固液发动机固体燃料燃面退移的控制因素和机理,开展了数值仿真和试验研究。建立二维轴对称计算模型,考虑燃料与氧化剂的混合燃烧和流动过程,计算得到了固液发动机工作过程中的温度、压强、速度和组分的分布,以及不同时刻固体燃料的燃面形貌。仿真与试验结果的对比证明了计算方法的有效性。结果表明:固液发动机的燃面呈现显著的非平行退移特征;燃烧室压强对燃面退移不均匀性的影响可忽略;控制燃面退移的主要因素是燃气传向固体燃料表面的热流密度,燃料表面的温度变化是宏观表现。在靠近喷嘴位置,燃面退移的热量传递主要受燃烧反应过程控制,而靠近喷管处燃面退移的热量传递主要受燃气流动过程控制。研究为固液发动机的装药优化设计和高效燃烧组织提供了理论依据。     

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。     

固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿真技术及燃面通用计算方法

采用实体造型方法进行固体火箭发动机药柱三维复杂内腔推移的仿真和燃面计算,为固体火箭发动机设计提供了前所未有的设计分析手段,减少了计算的繁琐和困难.这种方法能够分析的装药结构形式十分广泛,与现有的燃面计算方法(内弹道计算法、有限元素法、边界拟合坐标法)比较,具有输入简便灵活、几何燃面计算准确、输出信息完备等优点.     

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。     

基于动网格技术的固体燃料冲压发动机燃面瞬态退移速率研究

为了研究固体燃料冲压发动机(SFRJ)燃面退移速率在工作过程中的变化特性,基于发动机工作特点及动网格技术,考虑到燃烧流动及燃料表面的对流、辐射换热与燃料热解退移等过程耦合的影响,建立了SFRJ燃面瞬态退移速率预示方法,并对某带补燃室、以聚乙烯(PE)为燃料的试验发动机的燃烧室-喷管统一内流场进行数值计算,得到在移动边界条件下的瞬态流场分布,并分析了内弹道参数云图及其随时间的变化规律。结果表明,燃烧主要发生在当量比函数φ在-2～2之间的区域;随着发动机工作,燃速逐渐降低,且再附点向下游移动,燃料通道出口处流速和温度有降低趋势;此外,在小型发动机工作初期,燃料通道尾部出现类似固体火箭发动机的侵蚀燃烧现象。研究表明,该方法能成功求解发动机复杂的非定常工作过程,较好揭示燃面退移过程。所得结论对发动机设计和试验具有一定指导意义。     

嵌金属丝端燃药柱固体发动机水下点火数值模拟研究

为探讨降低固体火箭发动机水下点火初期推力峰值的方法,通过对燃气采用常微分控制方程、对嵌金属丝采用一维传热方程、对端燃药柱采用二维轴对称传热方程、对燃气泡采用球形气泡模型,就嵌金属丝端燃药柱发动机水下点火的工作过程进行了数值模拟研究。算例结果显示,发动机水下点火初期的推力峰值小于稳定工作推力,初始燃面积对推力峰值影响较大,发动机达到稳定工作推力所需时间随药柱直径的减小而迅速减小,发射深度的变化对推力达到稳定状态所需时间影响很小。     

以静态燃速预示固体发动机燃速

对同一工艺条件下大量的药条燃速、φ127 mm发动机燃速和全尺寸发动机燃速进行了测试和研究,对不同截面尺寸的药条燃速测试结果和精度进行了比较。结果表明,当选择合理的药条截面尺寸时,药条燃速与全尺寸发动机燃速间具有满意的相关性,可对全尺寸发动机燃速进行预示。研究结果可用于固体发动机工程实际。     

液体火箭发动机涡轮火药燃气供应系统性能研究

采用变燃面装药固体火箭发动机的“瞬时压强平衡法”和流量平衡的关系式,较准确地对涡轮喷嘴前火药燃气性能进行了计算,得到了涡轮喷嘴前火药燃气性能的各种参数,这些参数有助于对涡轮起动性能和发动机加速性的研究。     

变量化约束草图驱动的药柱三维特征设计研究

为了直观而准确地支持固体火箭发动机药柱设计,提出了一种约束草图驱动的药柱三维特征造型方法。该设计方法首先通过变量化约束求解引擎对设计人员模糊的设计概念进行精确的几何坐标定位,形成一幅设计变量驱动的约束草图。然后,经过药柱特征定义,在设计规则和基于设计历史的燃面追溯统计算法的支持下,设计人员能够在约束草图上进行任意形式复杂药柱的特征定义、造型设计、燃面推移仿真与燃面统计。最后,开发了相应的药柱设计系统,并以一个管槽形药柱的设计过程,验证了本设计方法的计算效率、直观性、准确性和有效性。     

微波法测量固体推进剂燃速的初探

根据多普勒效应,本文叙述了运用微波技术在 T 形发动机上进行固体推进剂燃速的测量工作.实验结果表明,通过测量多普勒频率,可以测定发动机工作条件下的稳态燃速.但是,对 T 形发动机中的动态燃速的测定,还需利用多普勒相移测量法,通过提高空问分辨力来实现.实验结果表明,微波测频法是技术上易实现的一种方案.因此,本文最后提出在测频法基础上进行动态燃速测量的设想.     

无喷管助推器非定常动边界内流场数值模拟

无喷管助推器依靠药柱的扩张面实现对气流的加速,燃面的线性增加及喉面的指数增加,使其内流场呈现明显的非定常性;侵蚀燃烧、压强的不均匀分布及药柱变形,使无喷管助推器的工作过程十分复杂。通过对FLUENT软件进行二次开发,建立了无喷管助推器的非定常动边界内流场数值模型,考虑了推进剂的点火过程和侵蚀燃烧,可获得各个时刻的燃面位置及内流场分布,从而可对发动机的内弹道性能进行较准确地预示。通过对某无喷管助推器的工作过程进行模拟,内弹道计算曲线与试验曲线吻合得较好。     

固体发动机装药CAD

基于计算机图形处理直接获得燃面几何数据,发展了一种装药设计新方法,可以进行装药燃面、质量及惯性随肉厚变化的计算,为一维内弹道计算及流场计算提供更为详尽的数据,还能进行动态燃面推移,使设计者直观地判断其设计的合理性。     

来流马赫数对射流矢量喷管内流场影响的动态模拟

以二维拉瓦尔喷管为对象,利用非定常雷诺平均N—S方程和RNGκ-ε两方程湍流模型对激波控制的射流推力矢量喷管非定常流场进行研究,分析了来流马赫数连续变化对喷管流场的影响,得出喷管推力性能的变化规律。结果表明：在亚声速来流中,轴向力随飞行马赫数增加而小幅上升,侧向力变化不大;在跨声速来流中,轴向推力和侧向推力都急剧下降;...     

用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场

采用局部非结构网格弹性变形方法和网格再生方法相结合的动网格技术，计算导弹与发射简具有相对运动的燃气射流非定常流场。计算中将安置在发射简内的导弹作为运动实体，随着导弹运动，相应流场计算域边界发生变化。计算结果表明，采用动网格技术模拟导弹发射过程中燃气射流的非定常流场，具有较高的精度。     

基于非结构网格的燃面推进算法

根据惠更斯波传播原理,构建了一种在通用CFD软件的非结构网格系统上直接计算燃面推进的数值方法。该方法将燃面对应的计算网格面作为一系列平面波源,利用网格几何关系对边界节点奇异性进行判定,通过所有平面波源影响区域的叠加求解新的燃面位置。数值实现过程中,根据节点奇异性和波源影响区域以三维矢量运算得到节点的推进矢量。结合网格的重分,在通用CFD软件环境中实现了燃面的推进,所用数值算法具有良好的精度。另外,对三维动态内弹道模拟中燃面计算的稳定性和精度等问题进行了研究。     

凝聚相粒子在喷管喉部沉积规律的理论预示

以金属粉末为添加剂的固体燃料,在燃烧后金属氧化物以凝聚态的形式在喷管中流动。对于工作时间长、喷喉较小的固体火箭发动机,凝相粒子在喷管喉部的沉积严重地影响到发动机的内弹道性能,甚至引起发动机的爆破事故。因此,搞清沉积规律是十分必要的。 本文根据凝相粒子的运动规律以及关于沉积层的移动边界传热问题的分析,提供了一个关于沉积速度的理论预估方法。通过算例,证明理论预估与实验资料是十分吻合的。     

二维装药内弹道数值模拟改进方法

研究了长细比大的管形装药固体火箭发动机在燃烧过程中的侵蚀燃烧和滞点漂移现象，视燃烧产物为准定常流动，使用分段解析法，进行内流场的数据模拟，并对滞点漂移进行了计算。     

固冲发动机补燃室非稳态沉积过程分析

采用随机轨道模型,基于动网格技术,分析了固冲发动机补燃室非稳态沉积过程中燃气流动边界形状变化对燃气流动及沉积分布的影响,得到了补燃室内壁面的非稳态沉积规律,对直连试验中出现的进气道出口拐角烧蚀沟槽现象进行了理论分析。研究发现,不同粒径的粒子在补燃室内的分布特性差异较大;凸起的沉积块可改变燃气流向,使进气道出口拐角处的高温区变大,易形成沟槽;点火初期,掺混区进气道之间的沉积速率较大。     

固冲发动机补燃室内强迫对流条件下硼颗粒燃烧速率研究

硼颗粒在通过固体火箭冲压发动机的燃气发生器喷管进入补燃室的过程中,颗粒通常都会受到高速气流的作用。此时,静止条件下硼颗粒的燃烧模型不再适应。对强迫对流条件下的硼颗粒燃烧的二维问题建立了数学模型,通过物理、数学简化,将偏微分方程组化为易于求解的常微分方程组,最后得到燃烧速率的显示表达式,并进行了求解,给出了硼颗粒周围边界层内温度场、浓度场及颗粒燃烧速率随雷诺数Re的变化规律。     

推力中止过程一维不定常气相流动数值计算

准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程，对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型，考虑了传热、摩擦、燃面变化，燃烧室长径比、通喉比等因素，计算了推力中止过程内弹道，给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。