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。     

固体火箭发动机推力终止过程的数值分析

本文指出,在大、中型固体火箭发动机的推力终止过程中,打开反向喷管(或辅助排气孔)必定导致产生一系列强度相当大的压力脉冲,而现有的理论分析均不能预估和解释这一现象。本文提供了一组冷模拟实验结果,讨论了产生压力脉冲的原因,提出了估算其强度的方法,并且应用特征线法和激波拟合法进行一维非定常流动的数值计算,发展了一种能够同时预估压力脉冲强度的内弹道计算程序。预估结果与实验曲线吻合良好。     

固体火箭发动机水下燃气泡计算

采用二维非定常气流场模型和VOF(Volume of Fluids)模型,对水下固体火箭发动机点火初期这一非稳态过程进行了气水耦合数值求解.模拟了燃气泡的形成、发展及断裂过程,揭示了燃气泡中压强、马赫数等参数的变化规律,得到了高速射流点火初期的流场变化特征,模拟中捕捉到了喷管出口处的压力脉动和燃气泡的"颈缩"现象,并对引起压力脉动的相关因素进行了讨论.模拟结果表明,燃气泡的发展变化过程会对喷管扩张段产生影响,这是水下高速射流的重要特征之一.上述研究可为水下发射固体火箭发动机设计提供参考.     

固体火箭发动机喷管喉径瞬变值的计算和预示

介绍了由固体火箭发动机试验后实测数据计算喷管喉径瞬变值的方法.该方法是在引入化学无量纲烧蚀率概念,并应用一维热传导方程解出喉径表面温度下提出的.该法预示结果与实测结果比较表明,相对误差不超过0.52%,而且方法简单,便于工程应用.     

微型固体火箭发动机点火增压过程瞬态燃速辨识

建立了微型固体火箭发动机点火增压过程一维非定常仿真模型;基于发动机点火增压物理过程,采用拉丁超立方设计方法进行了仿真试验设计,得到了传热模型参数和不同压强范围瞬态燃速模型参数的最优估计。计算和试验结果的对比表明,辨识所得模型参数合理,修正后的dp/dt燃速模型适用于微型固体火箭发动机升压速率较高的情况。     

斜切反喷管性能分析

固体火箭发动机前端斜切反喷管，其结构简单、作用时间短、气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。本文从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，结合采用Ｂｏｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，利用时间相关法及ＭａｃＯｃｏｒｍａｒｋ两步显格式求解，模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分布相一致。该方法可应用于斜切反喷管的     

可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

无喷管发动机内弹道性能简化计算方法

在分析一维准定常加质管流流场的基础上,从工程设计应用的角度出发,总结了大量的无喷管发动机的试验数据,归纳出一组半经验的无喷管发动机内弹道性能简化计算公式.应用表明,该组公式可以较精确地预示无喷管发动机的性能,又可方便地用于无喷管发动机的初步设计.     

固体推进技术的发展动向

本文综述了80年代以来固体推进技术的几个主要发展动向:1.固体火箭发动机总体结构的新发展;2.广泛采用石墨纤维缠绕壳体;3.改进喷管结构及喷管材料;4.开展固体推进剂新品种的研究;5.提高生产自动化程度,降低固体发动机成本。     

单室双推力固体火箭发动机装药

从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理.给出了在喷管膨胀比不变的条件下,采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方法设计出的若干种斗室双推力固体火箭发动机的装药型式.扼要介绍了单室双推力固体火箭发动机近年来应用新技术、新材料和新工艺的情况.     

固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示

本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析，计算得到了该阶段燃烧室中压强，温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。     

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。     

固体火箭发动机喷流流场数值仿真

采用The Diagonalized Upwind Navier-Stokes（DUNS）程序对两种火箭发动机的喷管-尾喷焰进行了一体化数值仿真。DUNS程序采用对角化ADI算法对雷诺平均N-S方程进行了求解，求解过程采用三阶精度TVD格式，q-ω两方程湍流模型。首先对文献中典型喷管的喷流流场进行了数值模拟，与文献结果进行了对比，然后针对某型号固体导弹的喷管一尾喷焰在不同飞行高度和不同飞行速度进行了数值模拟，为对该型号导弹的尾喷焰开展红外辐射研究打下了基础。     

斜切喷管性能模型验证

本文介绍了斜切喷管性能预示模型的适用范围。影响模型适用范围的因素是三维流压强和(或)边界层的分离.使用专用设计的固体火箭发动机,进行了多种斜切喷管结构静态点火试验。由试验结果确定了性能模型的适用范围.     

固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进展

在固体火箭发动机工作过程中,由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用,将导致发动机喷管产生烧蚀行为,直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。为了较为深入地了解固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀行为及其机理,对国内外固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进行了归纳和总结,详细阐明了喉衬烧蚀试验方法、喉衬烧蚀机理及喉衬烧蚀模型;总结了常用的喉衬烧蚀试验方法,并分析了各自优缺点;从热化学烧蚀和机械剥蚀两方面介绍了喉衬烧蚀模型研究进展,分析了目前喉衬烧蚀模型的研究水平。最后,对固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀需要开展的工作提出了建议,包括发动机烧蚀率的试验评估方法,喉衬耦合烧蚀计算方法及过载条件对喷管烧蚀的影响规律等,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。     

珠承全轴摆动喷管的设计和分析

介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景.     

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率，即用计算流场的方法确字喷管二维两相流损失和边界层损失，用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失，喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算，计算结果与实际结果比较符合，精度偏差在1％之内。     

固体火箭发动机总体优化设计过程的图形显示

本文介绍将固体火箭发动机总体优化设计程序与Auto CAD绘图软件联接起来,根据总体优化过程中的主要设计变量-直径和膨胀比的数值,绘制一系列的发动机总图,在优化设计过程中,使用该程序可以在计算机屏幕上,显示发动机总图和发动机直径以及膨胀比的变化趋势,为设计者提供直观的图形.这项研究为形成一套完善的固体火箭发动机计算机辅助设计系统建立了基础.     

可燃喷管固体助推器的研究现状

本文介绍了低成本、高可靠性运载火箭固体助推器可燃喷管的研究现状.可燃喷管是用一种低成本、高强度和低燃速推进剂制成的,宅在工作过程中可以燃烧,有利于固体火箭发动机降低成本和提高可靠性.其可行性已由美国联合工艺公司所验证,并由φ152mm 和φ762mm 发动机试车所证实.试验结果表明,可燃喷管的消蚀速率(相当于药柱的燃速)高于预估值,发动机性能优于预计情况(实际比冲比预计比冲1979.6N·s/kg 高25.5N·s/kg).