无喷管固体发动机装药技术研究

为提高无喷管发动机的比冲，从装药角度研究了在低燃速推进剂配方中加入短纤维以提高推进剂的抗冲刷性能，采用装药＂喷管＂收敛段的倒锥形造型技术及两种不同燃速推进剂的同心层装药，使无喷管发动机的比冲稳定在１８８２．０～１９８９．０Ｎ·ｓ／ｋｇ，满足了预定要求。与有喷管同类型发动机的内弹道性能比较，无喷管发动机的总冲量达到相当高的水平。     

HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响

为准确预测不同贮存期HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响,文章通过燃烧实验测量了贮存2a、5a、8a和10a发动机推进剂燃速,通过燃烧室—喷管一体化三维流场仿真技术计算了不同贮存期发动机内弹道性能.实验与计算结果表明,贮存时间越长,推进剂燃速越慢,发动机燃烧室内出现压力高峰的时间越滞后,并且压力峰值越下降.     

整体级发动机用叠氮含硼推进剂研究

为适应整体级发动机强制偏流喷管的需要,研究了(BAMO/THF)/HMX/AP/B叠氮含硼推进剂的工艺性能、力学性能和燃烧性能。结果表明:对营口产硼粉进行包覆、团聚处理,解决了硼粉与推进剂其它组分相容性差和推进剂工艺性能差的问题;使用经处理的硼粉、较高相对分子质量的叠氮粘合剂BAMO/THF(50/50)和高效键合剂,能有效提高含硼推进剂的力学性能,达到:常温最大抗拉强度σm≥0 7MPa,高、中、低温的最大伸长率εm≥40%;推进剂具有较低的燃速压强指数(<0 40)和较宽的燃速可调范围,118发动机演示试验后喷管收敛段和喉部结构保持完好,无凝相产物沉积,且优于HTPB含铝推进剂的结果。叠氮含硼推进剂适合整体级发动机强制偏流喷管的使用。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

固体火箭发动机燃速相关性研究

本文通过Ф118mm标准试验发动机与某型号固体发动机燃速相关性的试验研究结果证明:推进剂药条燃速与Ф118mm标准试验发动机或与型号固体发动机的燃速在其各公差范围内,不存在相关性;只有Ф118mm标准试验发动机与型号固体发动机燃速间具有强相关性.本文通过回归分析给出了燃速的回归方程数学表达式.本文在国内战术型号固体发动机批生产中是首次提出并得到实际应用.     

高速旋转固体发动机低燃速推进剂燃速性能的研究

本文研究了推进剂的降速剂种类及其含量、氧化剂粒度和粒度分布,以及发动机的旋转对低燃速固体推进剂燃速性能的影响.并研究了采用新型药条包覆剂提高推进剂燃速测试精度的方法.在此基础上,研制出稳定的低燃速复合固体推进剂.它具有高的燃速精度,较低的压强指数.文章还指出了发动机的高速旋转(2400r/min)对推进剂的燃速性能和比冲的影响.     

固体火箭发动机HTPB推进剂燃速性能老化研究

为研究某型固体火箭发动机高燃速端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂在全寿命期内的燃烧性能——燃速,通过高温加速老化实验和活化能理论推测出发动机推进剂在常温25℃下和高温70℃下的老化速度;由此,通过高温70℃的加速老化实验来获得不同贮存期的发动机推进剂试验样本;通过推进剂燃烧实验,测试了不同贮存期的推进剂的燃速,结果表明,随着发动机贮存时间的延长,HTPB推进剂燃速逐渐降低。     

冲量法固体推进剂燃速测试原始数据有效性判定

为了定义并明确冲量法燃速测试的应用边界,通过对“推进剂药柱点火不同步”、“存在侵蚀”、“推进剂药柱同心度不好”3种情况下终了燃面偏离设计值的分析,提出以最大压强尤其是最大推力处的下降速率作为冲量法燃速测试数据有效性的判据,该判据同时解决了“裸露的推进剂药柱表面同步点火”无法评判的问题。根据燃烧室在无加质条件下燃气质量的变化规律,计算获得燃烧室压强随时间的改变趋势,与试验压强-时间曲线进行对比,提出数据有效性因子K,给出了原始数据有效性的数值判定方法。研究表明,当数据有效性因子K=1～1.2时,冲量法燃速测试结果与恒压发动机燃速测试结果一致性较好,数据有效。同时验证了喷管烧蚀会影响冲量燃速测试的压强范围,但不影响燃速测试结果。     

HQ-61推进剂燃速的实验研究

本文介绍了燃速仪法和φ107发劝机法在评定HQ-61推进剂燃速波动范围和拣选影响因素方面的若干实验及其试验结果。两种方法试验结果的比较表明:用φ107发动机法来评定HQ-61推进剂燃速较之燃速仪法为优。它既可比较正确地评价推进剂燃速参数,又可正确敏感地拣选影响燃速的因素。这一实验研究还进一步表明:在精确评价推进剂燃速和为发动机设计提供比较可靠的燃烧性能方面,设计一种用药量少、精度高的标准弹道评定发功机来代替燃速仪是十分必要的。     

无喷管火箭发动机

本文综合现有的无喷管火箭发动机研究的成果,评述其优缺点.在此基础上,对无喷管发动机的工作特点和主要影响因素,如点火、燃烧、装药变形及两相流动等,进行了分析,以及讨论了无喷管发动机内弹道计算的有关问题.     

无喷管火箭发动机非定常跨音流场计算

本文对点火过程进行一定处理,用MacCormark显示预校两步差分格式计算无喷管火箭发动机从点火起整个工作过程的一维非定常跨音速流场。计算并对比了圆柱内孔装药及片形装药两种情况,计算结果规律性好,与现有实验数据符合较好。     

Numerical study of intrachamber processes dynamics at nozzleless solid propellant rocket engine actuation

The results of the comprehensive numerical analysis for dynamics of intrachamber processes that appear at nozzleless solid propellant rocket engine (SPRE) actuation are presented. A complete cycle of rocket engine operation is analyzed. We solve a conjugate problem involving the igniter actuation; heating, ignition and following combustion of a solid propellant charge; a combustion product flow in the combustion chamber; depressurization of the combustion chamber, and the subsequent motion of the rocket engine blank; variation of the combustion surface geometry at the expense of the gradual and nonuniform burnout of solid propellant web.     

无喷管固体火箭发动机侵蚀燃烧初步实验研究

一、实验装置与方法 实验发动机采用分段式,段与段之间用法蓝盘连接(见图1)。用四个压力传感器测量各截面和头部的压力时间曲线。装药形状为内孔管状并带有后扩张锥。中止燃烧机构采用向发动机喷水的方法,在需要中止燃烧时,由微机控制时间,接通点火电源,点燃喷水装置的药包,燃气压力使活塞将水推入燃烧室,当水进入装药通道时,装药燃烧立即停止。 装药尺寸测量,采用测量显微镜.装药初始尺寸见表1。     

固体火箭发动机不稳定燃烧的速度耦合模型的研究

由分析固体火箭发动机的高频不稳定燃烧的振幅和频率变化的复杂性开始，通过调整参数，通过调整参数，得到在燃烧前期呈现较单纯纯频的振荡燃烧。利用中止燃烧试验，得到反映前期振荡燃烧的速度幅分布的烧去肉厚分布。     

轴向喷注端面燃烧固液火箭发动机数值仿真

针对一种轴向喷注端面燃烧固液火箭发动机开展了研究,分析了该类发动机的燃烧机理,建立了考虑气-固边界耦合及燃料热解的发动机燃烧流动仿真模型,对发动机内流场进行了数值仿真.分析认为:发动机内存在端面燃烧和侧面燃烧两种燃烧状态,燃烧状态主要受氧化剂流速的影响.当氧化剂流速跨越转变速度后,燃烧状态发生改变.发动机流场数值仿真结果同样表明:不同氧化剂流速下发动机内存在上述两种燃烧状态,仿真得到的转变速度区间与文献试验结果吻合较好.      

含硼推进剂固冲发动机补燃室响应面优化设计

影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示.首先建立了发动机补燃室内两相湍流燃烧数值模拟模型,然后提出了选用基于正交多项式的响应面方法来解决含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室结构优化问题.这种方法可以减少为得到近似函数式而对补燃室流场进行计算的次数,能比较方便地对固体火箭冲压发动机补燃室各个参数进行优化与分析.      

复杂装药固体火箭发动机工作过程中阻尼特性分析

为了获得复杂装药发动机工作过程中阻尼特性的变化规律，首先利用有限元分析方法对不同工作时刻时的燃烧室声腔结构进行了数值仿真计算，得到复杂装药发动机工作过程中的声模态及其变化规律；基于此，计算并分析了复杂装药发动机装药燃烧过程中常见阻尼因素的变化规律，结果表明，喷管阻尼系数与壁面阻尼系数占总阻尼系数百分比逐渐减小，相反微粒阻尼系数占总阻尼系数的百分比逐渐增大，在发动机工作后期,发动机阻尼系数最小，从而导致发动机后期的工作稳定性较差，小扰动易被扩大为大扰动; 在发动机的所有阻尼中，喷管阻尼在发动机工作初期起主导作用，而微粒阻尼在工作后期起主导作用。     

扰流环对粉末发动机燃烧流动影响的数值模拟

为了提高粉末火箭发动机的燃烧效率,通过数值模拟方法研究了扰流环的有无、通径及位置对燃烧室燃烧流动特性的影响。结果表明:扰流环会增强Al颗粒和气相的掺混和换热程度,促进Al颗粒蒸发和燃烧,从而提高粉末火箭发动机的燃烧效率。当扰流环通径比在0.538~0.846范围内时,扰流环的通径越小,燃烧效率越高;当扰流环头部距离比在0.3~0.8范围内时,扰流环位置离头部越近,燃烧效率越高。设计扰流环时,应在距离燃烧室头部30%~40%的位置布置小通径的扰流环。      

固液火箭发动机多界面喷管瞬态传热特性研究

固液火箭发动机是一种采用固体燃料和液体氧化剂的一种新型火箭发动机,由于燃料和氧化剂是不同物理状态,且在燃烧室内为非预混扩散燃烧,因此固液火箭发动机固体燃料的燃速低,工作时间长。固液火箭发动机喷管一般采用被动热防护喷管,喷管结构在长时间工作中的热防护问题是发动机设计中的关键问题。针对工作时间为200s的全尺寸固液火箭发动机,本研究采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等材料,提出了三种喷管结构方案。随后通过建立喷管材料瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对三种不同方案的喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。本研究同时还开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证分析。此外,对固液火箭发动机的喷管设计提出了建议和展望。