固体火箭发动机喷管喉部沉积过程的传热分析

推进剂含金属填加剂的固体火箭发动机在工作过程中有时会发生喷管喉部沉积现象,可能对发动机性能带来严重的影响。本文根据有关实验现象,建立了喉部沉积过程的传热模型。假设喷管喉部结构由沉积层、耐熔喉衬、绝热衬套及外壳等导热性能不同的材料组成的,其中沉积层的厚度是随时间变化的,是多层壁变边界的不稳定传热问题。根据喉部沉积的传热模型建立了偏微分方程组,采用有限差分完全隐式格式用电算机进行数值分析计算。计算分析结果给出了喉部截面温度场及其变化规律,并从理论上预示有关因素对喉部沉积的影响,与实验规律一致。     

含铝固体推进剂火箭发动机喷管沉积的实验与传热分析

本文根据含铝固体推进剂火箭发动机喷管沉积现象的实验结果,分析了喷管沉积过程和沉积速率,并提出了一种简化的沉积传热模型——两区域有限平壁、移动的相变边界,变壁温对流换热边界条件的一维瞬态导热。应用热平衡积分法进行求解,获得了沉积情况下喉衬和沉积层内的温度分布函数,并给出了沉积速率为常数和变数两种条件下的计算实例。本文为分析沉积机理提供了一些理论基础。     

喷管喉部沉积层的初始沉积速度预估

本文以两种理论分析方法分析了固体火箭发动机喷管喉部沉积层的形成规律.其一,针对喉部沉积层是喉部上游沉积物流动的结果的论点,以粘性层流理论分析了液体薄层的流动性质,并对此论点提出了不同看法.其二,以粒子的宏观运动规律出发,推导粒子的初始沉积速度公式,并取得成功.从而弥补了在沉积问题的理论分析中必须借助于实验资料的不足.     

高硅氧增强塑料烧蚀模型中热解层厚度的探讨

通过小型实验固体火箭发动机的多次热试车,对喷管扩散段截面上高硅氧酚醛材料的色变厚度进行了观察,对该截面上材料采用红外光谱成份分析和导电性测量,确认了热解层厚度与碳化层厚度具有相同的数量级,可达2.5mm左右.因此,在作高硅氧酚醛喷管材料的烧蚀与温度场计算时,不宜采用热解面模型,而应采用热解层模型.     

星孔药柱设计研究

推导了星孔药柱尾部装药和剩药燃面计算公式,提出了采用粗略内弹道计算优选药柱参数的设计方法,应用改进的一维准定常流动模型进行了精确内弹道计算,并与实验值进行了比较。计算结果和实验结果十分吻合,压强相对误差小于5％。本文提出的设计方法已成功应用于发动机设计中,大大减少了实验次数,节省了研制经费。本方法可适合于其它内孔燃烧发动机的装药设计。     

离心喷嘴雾化特性的理论计算

本文根据动量守恒原理,分析了离心喷嘴的结构参数与喷嘴雾化特性(流量系数、喷雾锥角等)之间的关系,建立了相应的无粘理论计算模型.理论计算的结果与有关的实验数据相比较,符合程度较好.本文建立的理论计算模型对离心喷嘴雾化特性的研究,具有一定的参考价值.     

旋转固体火箭发动机一维内弹道计算

给出了带“锥－柱形”装药的旋转固体火箭发动机的一维内弹道计算方法，其燃速计算采用分析方法，喷管流量采用等熵旋转喷管流的简化方法。所得结果和旋转试车台上实测的实验结果吻合较好，计算和实验表明，“锥－柱形“装药呈现较大速度效应。文中提供了计算方法具有较高预示精度，可推广到其它药型旋转发动机的内弹道计算，对旋转发动机设计具有指导作用。     

纤维缠绕壳体封头厚度计算

纤维缠绕火箭发动机壳体封头厚度是不均匀的，封头形状、纱带宽度及两端开口影响着外壳厚度，回顾了上计算方法，并在此基础上发展了一种计算封头厚度的公式，最后用这几种公式对实际的壳体封头厚度进行了计算，并与实测值进行了比较。     

固体火箭发动机喷管喉衬应力场的理论预估

本文对固体火箭发动机复合结构喷管石墨喉衬在燃气压力和变温载荷作用下的瞬态应力场,采用有限元法进行了分析、计算.提供了该方法的力学模型与基本方法和算例.计算中考虑了材料的方向性.为了节约计算机内存,整体刚度矩阵(K)采用了变带宽压缩存贮法.为了验证理论计算结果的准确性,还与实验结果进行了对比,两者基本符合.     

高空火箭发动机羽流特性的计算机预估

根据真空膨胀模型，均匀激波层理论以及牛顿薄激波层理论建立了一种气体向真空膨胀的简单分析模型。给出了近似解，并编制了计算机程序。该程序可用于预估高度在１００ｋｍ到２０００ｋｍ范围内的火箭羽流的边界，羽流核心区的速度以及密度分布和羽流的特征参数。计算结果与同类文献的可比结果比较基本一致。     

固体火箭发动机喷管喉衬动边界条件下的温度场计算

本文探讨了固体火箭发动机喷管喉村在烧蚀退移、燃气中固体微粒的沉积以及沉积物吹除所引起的动边界条件下的温度场数值计算模型。模型的建立以有限体积能量平衡的基本原理为依据,采用有限差分的数值计算方法及稳定性较好的交替方向隐式格式求解。为确保数值计算结果在边界退移及网格脱落时的稳定性,采用了插值与迭代相结合的方法,以全隐式格式求解表层网格节点和受热壁面的温度。模型还考虑了多层背村材料结构、变物性材料特性等诸种因素,使之具有一定的普遍性,并可应用于工程设计和研究中。数次发动机实验证明,本文提出的温度场计算模型能够较真实地反映喉衬温度响应,具有较为满意的计算精度。     

涡扇发动机轴对称引射收敛喷管红外辐射特性

数值研究了涡扇发动机轴对称引射收敛喷管的红外辐射特性.排气系统的流场计算采用商用数值模拟软件,红外辐射特性计算采用自主开发的软件NUAA-IR,计算分析了轴对称收敛喷管和引射收敛喷管在3~5μm波段红外辐射特性以及喷管内不同固体壁面在探测方向上的红外辐射贡献.结果表明:引射收敛喷管的红外抑制作用主要在于引射加强了尾喷流与环境大气的掺混,减小了尾喷流的长度,降低了燃气流的红外辐射;引射收敛喷管对喷管内固体壁面的遮挡以及降温作用很小,只在方位角为20°方向上对内涵壁面、外涵内壁等中低温壁面有效;引射收敛喷管的总积分辐射强度在方位角为0°~15°范围内与收敛喷管几乎相等,在其他方位角范围内均小于收敛喷管,且在方位角为40°方向上降低幅度达到最大,约为34%.      

斜切反喷管性能计算

本文提出了斜切反喷管流场计算方法,内部点用MacCormack二步显格式数值解控制方程,入口边界和固壁边界的参数用物理边界条件和可应用的沿双特征线的相容性方程计算.固壁边界计算中采用了激波装配技术和开关格式,有效地捕获了流场内的激波系列,计算中得到的激波情况和物理分析一致.本文在流场计算的基础上,进行了反喷管的性能计算.本文提出的方法可应用于反喷管的性能预估.     

固体火箭发动机喷管壁窜火故障的试验研究

针对某大型固体火箭发动机在试车中后期出现的喷管后侧持续冒小火和试车后期出现的喷管扩散段前部窜火故障，进行了模拟试验。结果表明：如果在喷管扩散段的中、后部壁上有侧孔（此孔无论是烧穿形成，或其他原因形成），并在侧孔处有阻挡气流的物件，使该处的气流局部滞止，即能造成喷管后部侧孔窜火。发动机喷管经常出现的扩散段前段窜火，则是由于喉面下游壁厚烧薄到一定程度，当地的静压就能使火苗窜出。     

基于动叶污垢沉积的数值模拟

采用三维数值方法研究了污垢沉积对压气机动叶性能的影响.对具有一定典型性的真实压气机动叶NASA Rotor 37进行数值研究,通过与文献中实验数据的对比,校核了商业CFD(computational fluid dynamics)计算代码的可靠性,结果表明计算得到的性能曲线与实验数据有较好的一致性,应用于数值模拟手段是可行的.随后通过增加叶片和端壁的表面粗糙度和厚度来模拟不同的污垢沉积程度对压气机动叶性能的影响,结果表明:增加叶片厚度和表面粗糙度都将引起总压比和等熵效率降低;增加表面粗糙度将导致流量下降,稳定工况范围向小流量方向移动;而增加叶片厚度将使得稳定工况范围明显减小,堵点流量下降较显著,这将导致动叶工作特性恶化程度增大.      

高强化活塞烧蚀失效研究

运用软件AVL FIRE对某型柴油机进行了有近壁燃烧工况时的燃烧特性的数值模拟,同时确定了该型柴油机在有近壁燃烧工况时活塞有限元计算的热边界条件,运用软件ANSYS进行了活塞的烧蚀过程有限元分析,得到了近壁燃烧对活塞烧蚀的影响规律,进行了活塞烧蚀的实机试验,模拟计算结果与试验结果基本吻合.结果表明:所建立的烧蚀计算方法可以很好地模拟活塞的烧蚀过程;柴油机喷油器喷孔磨损变大将导致活塞喉口附近燃气温度和壁面传热系数在较大的曲轴转角内都保持较大的数值,从而使活塞发生烧蚀失效;烧蚀量随着喷油器孔径的增大先增大后减小,在孔径增大15%时达到峰值;烧蚀量随着烧蚀时间的增大而增大,但烧蚀的速度在缓慢减小.      

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。     

喷管扩张段烧蚀的“台阶效应”计算

当喉衬和扩张段内衬采用具有不同烧蚀率的材料时,常出现“台阶效应”.本文以气动热化学烧蚀机理为基楚,提出应用适当的对流换热和加剧的化学反应计算对台阶效应区进行修正的方法,使台阶效应区的烧蚀率预示更切合实际工况.