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。     

低温点火条件下药柱结构完整性分析与试验

固体发动机在低温点火条件下,药柱承受低温和压力载荷的联合作用,结构完整性受到严峻考验,极易发生故障。基于三维粘弹性有限元法,采用MSC. Patran/Marc有限元软件,分析了某模拟发动机药柱在低温和低温点火升压两种载荷下的结构完整性,利用固体发动机冷增压试验系统对该型发动机进行了冷增压试验,考虑温度和压力载荷的不耦合特性,将试验结果与数值仿真结果进行了比对分析。研究表明,药柱在低温点火条件下安全系数为2.46,结构完整性满足要求;试验结果与仿真计算结果一致性较好;相关研究方法和结论可为固体发动机设计、分析与试验提供参考。     

模拟发动机火焰传播过程试验研究

固体发动机火焰传播过程对发动机整个点火升压过程有着潜在的影响.利用靶线法对模拟发动机在不同点火强度、不同点火燃气射流角度和不同药柱结构条件下进行火焰传播试验研究,并对火焰传播位置、火焰峰传播速度进行了分析.结果发现,燃气倾斜喷射导致的火焰峰传播速度大于燃气平行喷射下的火焰峰传播速度；翼槽型装药发动机的火焰峰传播速度大于...     

固体发动机低温点火适应性模拟试验技术

考虑影响固体发动机低温点火适应性的推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个关键因素,设计了可用于全尺寸发动机低温点火适应性研究的ф202 mm模拟试验发动机。通过选取合适的药柱设计参数和发动机初始压强,可对全尺寸发动机在低温点火下药柱应变状态进行模拟。模拟发动机已成功应用于A、B和C等全尺寸发动机低温-40℃或-50℃点火适应性研究中,获得了各发动机低温点火试车时的结构安全余量,可在类似发动机低温点火适应性研究中推广应用。     

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。     

水下发动机点火设计试验

在固体火箭发动机技术应用到水雷动力装置研制中，为及时解决某水下发动机点火设计与试验，采取双药盒点火模式，对于点火药量的确定，结合理论计算，以及经验公式的估算后，与相类似的发动机进行比较计算，根据使用条件进行了修正，直接应用到全尺寸发动机地面试验。试验结果表明，发动机点火正常，能够保证药柱正常燃烧，发动机及时工作，工作压强与推力曲线完整、有效，点火一致性良好。目前采用的这种工程方法是可行、合理与有效的。     

中国

长七火箭芯二级动力系统试车圆满成功 据中国载人航天工程网报道,8月29日,在航天科技集团公司六院101所进行的长征七号运载火箭芯二级动力系统热试车试验取得圆满成功。火箭芯二级配置4台液氧煤油发动机,其中两机固定,两机双向摇摆。试验中发动机正常点火。各系统工作状态良好,并按程序定时关机。经试验数据判读,各项参数满足设计要求。试验取得圆满成功。     

冲压发动机点火前内流场数值仿真研究

冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低,内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此,在发动机设计时,必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N-S方程进行空间离散,对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟,结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要,稳定器的布局对点火状态有很大影响。     

火星大气来流模拟装置CFD仿真与试验

根据我国火星着陆巡视器工作过程,其着陆发动机需要在相对火星大气高速迎风运动中可靠点火。由于巡视器着陆时发动机喷管出口气流与火星稀薄气流方向相反,目前无法通过理论计算准确获得着陆过程的动态流场对发动机起动过程的影响量值。为验证火星着陆环境下发动机点火的适应性,需要建立发动机的火星大气来流试验环境模拟条件。为模拟发动机在火星大气条件下的相对运动,在真空舱内发动机保持固定,前端设置环形来流形成装置,该装置在发动机喷管周围形成一定速度的逆向来流包络。采用数值模拟技术结合试验验证方法,在火星着陆器巡视器主发动机性能考核试验中,针对来流的形成装置开展了设计研究工作。来流模拟试验测试数据表明:在确保贮箱供应压力稳定的条件下,来流模拟系统能够形成100~200 m/s速度的稳定来流,发动机在来流下能稳定启动工作,真空舱压力满足试验要求。     

双组元四氧化二氮/肼类推进剂空间点火特性

随着空间技术的开发和应用,使用双组元推进剂的空间发动机得到了广泛的应用,由于缺乏对空间环境条件详细、深刻的认识,因此,对双组元空间发动机在空闻环境条件下多次起动的点火特性需要有一定的认识和了解,以提高我们的设计水平,更好地为拓展发动机空间技术应用领域服务。本报告主要介绍双组元四氧化二氮/肼类推进剂组合发动机的空间点火特性,主要是美国从六十年代以来对双组元四氧化氮/肼类推进剂组合的空间点火特性进行研究的一些结果,尽管这些试验条件与实际情况存在一些差异,但是,对空间发动机设计依然能够提供出有重要参考价值的结论     

破片式反导导弹引战配合仿真与效率计算

为研究破片式反导导弹的引信、战斗部、弹目交会参数和背景干扰等对引战配合效率的影响,构建了超低空反导导弹引战配合仿真与效率计算工作平台,给出仿真及效率计算模型。在不同导弹、目标和背景干扰等参数条件下,模拟导弹的引战配合过程并计算其效率,获得了引信启动点散布、延迟时间、战斗部破片初速、飞散角、脱靶量以及背景干扰等系统参数对导弹引战配合效率的影响规律。     

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。     

翼柱型装药发动机点火升压过程计算

利用实验获得的翼槽内火焰传播规律经验公式,在Ｐ（ｔ）模型的基础上,建立了翼柱型发动机的点火升压计算模型。计算结果与实测数据吻合较好。同时就点火器流量、推进剂燃速、喷管堵盖打开压强等设计参数对发动机点火升压过程的影响进行了分析。     

点火瞬态过程仿真模型参数辨识

建立了固体火箭发动机点火瞬态过程一维非定常流场仿真模型,采用系统辨识方法进行了模型参数不确定性研究。基于点火试验用缩比发动机试验结果,得到了传热模型参数和瞬态燃速模型参数的最优估计,提高了点火瞬态过程一维仿真模型的预估精度。采用近似方法,构建Kriging近似函数,有效解决了一维非定常流场仿真的计算复杂性问题。     

导弹垂直发射中二次流流场计算

本文应用Ｇｏｄｕｎｏｖ方法对导弹垂直发射系统的内流场进行了数值模拟，详细描述了导弹点火后二次流的形成及其对弹体的影响，为导弹的设计和发射系统的热防护提供参考。     

固体火箭发动机不点火自毁爆炸危险性研究

根据中能固体火箭发动机的自毁爆炸特点及发动机自毁模拟试验的结果。结合过去固体火箭发动机的研制经验。提出了中能固体发动机不点火自毁爆炸危险性的计算方法。并对三级火箭固体火箭发动机不点火自毁时的爆炸TNT当量,碎片飞散距离和冲击波超压安全距离进行了计算和分析,为导弹自毁爆炸危险性分析提供了参考。     

基于无滚转导弹两级轴线出现偏差的级间分离运动分析

针对导弹飞行过程中存在扰动因素影响时两级轴线出现偏差的情况,建立了无滚转导弹的偏差分离模型。基于此模型,对常风、发动机推力偏差、连接误差等3种扰动下的导弹级间分离过程进行了仿真计算。计算结果表明,仅存在垂直风影响时,导弹俯仰角增大较多,分离过程时间减少,发动机推力正偏差和横移加快弹体分离,发射时助推级俯仰角不变,不同主级连接误差对分离过程时间影响微弱。计算结果与飞行力学理论一致,进一步证明了偏差分离模型的正确性。     

常规载荷与振动环境共同作用下导弹接头吊耳的疲劳寿命计算

针对导弹接头吊耳在常规载荷和振动环境共同作用下产生的疲劳问题,提出了一种结构疲劳寿命预测方法。首先,基于两种载荷作用下金属材料的疲劳失效特征共性,建立了对应载荷下两种疲劳损伤的累加规则;其次,采用Miner理论和Dirlik模型分别计算两种载荷下结构的疲劳损伤值;最后,通过对两种疲劳损伤的综合计算,建立了结构疲劳寿命的预测方法。使用该方法对导弹接头吊耳在两种载荷共同作用下的疲劳寿命进行了分析计算。     

BTT-90导弹比例导引规律研究

本文在给定七种不同初始条件、不同目标机动和选取快、慢两种时间常数,不同升力,不同导引比及制导逻辑设计的条件下,采用简化控制模型,研究了BTT-90导弹的比例导引规律,并对系统的性能进行了分析。结果表明,BTT-90导弹采用比例导引规律是完全可行的,设计的制导逻辑是正确的。模型简单,计算精度好,工程上容易接受。本文及其计算程序为BTT系统参数(导引比、控制器时间常数,弹体升力系数等)选择提供了依据。