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.     

喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性

发展了一套电动伺服驱动的喉栓式变推力固体火箭发动机试验系统,研制了喉栓式变推力固体火箭发动机,进行了喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性试验.试验研究表明,耐烧蚀喉栓的轴向运动可实时调节发动机内弹道特性,目前已实现压强的四级调节;发动机内弹道变化相对喉栓运动有一定延迟,但其延迟可为工程所接受.     

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。     

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。     

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。     

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.     

固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

为满足高性能导弹推进系统需求,提高固体火箭发动机推力矢量调节性能,综合塞式喷管高度补偿和结构功能一体化的特点,设计了一套环喉型固体塞式喷管。该喷管由小喷管膨胀段和中心塞锥组成,通过移动小喷管膨胀唇部的位置,改变喉部面积大小,实现推力可调,采用数值模拟方法预估了其推力性能。对塞式喷管进行了地面冷流试验,测定了其推力性能。结果表明:环喉型塞式喷管推力性能的数值模拟结果与试验结果相吻合。当塞式喷管喉部面积满足0.7倍变化时,可实现塞式喷管推力4∶1的调节变化,同时具有明显的高度补偿效应。未来可进一步优化内喷管设计,使其广泛适用于全空领域导弹动力系统,提高发动机性能。     

旋转助推钻地弹侵彻混凝土靶试验研究

通过改变头部形状,利用旋转火箭发动机末端加速旋转来探索新型的旋转助推钻地弹.建立了旋转助推钻地弹作用混凝土试验平台,进行了试验研究,得到了作用过程中侵彻速度与弹丸转速和火箭发动机推力之间的经验关系式.结果表明,旋转火箭发动机在助推钻地弹上应用原理上可行;在喷喉倾角不变的前提下,侵彻速度随着火箭发动机推力和旋转速度增加而...     

Structure design and analysis for a new variable throat area nozzle

针对单室双推和双脉冲固体火箭发动机,提出了一种可调喉径的喷管喉衬设计方案,即在喉衬本体结构中设置运动部件,部件的结构尺寸和移动距离与初始喉径和终点喉径相适应,同时对该结构的润滑和密封展开了研究.基于ANSYS仿真软件,对该结构的主要部件在高速燃气冲击下的强度进行了模拟.分析结果表明,该设计方案可行,可为固体火箭发动机的研发提供参考.     

2021年度固体火箭技术进展

从本刊刊载情况看,2021年对于固体火箭发动机技术及其相关领域的发展有几个值得一提的事情.首先,我国自主研发的?3.2 m分段式固体火箭发动机和?3.5 m整体式复合材料缠绕固体火箭发动机相继试车成功,标志着我国打通了?3 m以上大型固体火箭发动机研制的关键技术链路;其次,2021年在以超燃、推力可调可控特种发动机等为...     

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。     

非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

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;...     

喷管喉部型面对发动机效率的影响

采用轴对称无粘流动模型，计算固体火箭发动机喷管喉部上，下游曲率半径和圆柱长度对发动机比冲，喉部流量和推力效率的影响，经与实验数据比较，证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上，下游曲率半径，并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计参考。     

级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场分析

通过数值方法求解二维轴对称N-S方程,对级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场进行了数值分析。分析表明,展开前,受限尾流使延伸锥、发动机后封头及基础喷管外壁处于严重的热环境中;展开过程中,尾流作用在延伸锥上的气动力变化剧烈。计算结果对发动机的热防护设计及展开机构的驱动力设计提供了依据。