动态横向过载对固体火箭发动机内弹道的影响

为研究动态横向过载下固体火箭发动机（SRM）的内弹道特性，进行了某三组元复合推进剂在-50g～50g过载加速度下的燃速测量，结合Greatrix多参数模型建立了该推进剂的过载燃速模型；基于此模型，对管型内孔燃烧装药进行了横向过载下的燃面退移模拟，建立了动态横向过载下大长径比发动机的内弹道计算模型。结果表明：过载对该推进剂燃速影响存在一个角度阈值，负角度过载影响很小；瞬间一个横向过载会使燃烧室压强发生跃迁，在100g过载下，压强增加8%左右，过载消失，压强骤降；若受横向过载时间间隔一定，100g过载下导弹后作机动飞行（t=12～15 s）比先机动飞行（t=3～6 s）压强变化幅值小1%，对飞行更有利。     

大推力速燃火箭发动机蜂巢状装药的设计与理论分析

针对速燃火箭发动机大推力短燃时的特点,提出一种满足此要求的新型装药——蜂巢状装药,并对该药型的内弹道特性、燃面规律和力学特点作出了定性和定量分析,对速燃发动机的装药设计有一定的借鉴意义。     

利用锥形内孔装药发动机和燃速辨识方法确定推进剂的基本燃速

通过锥形内初装药发动机试验的压力-时间曲线,利用燃速辨识方法获得了高低两个压强范围装药的基本燃速表达式,比较了考虑c~*、k随燃烧室压强P变化和不考虑其变化所得的基本燃速表达式及其对内弹道予示的影响.结果证明,用本方法获得的燃速比燃速仪获得的燃速高5～8%,预示的内弹道曲线也与发动机实测曲线基本吻合.     

大力速燃火箭发动机蜂巢状装药的设计与理论分析

针对速燃火箭发动机大推力短燃时的特点，提出了一种满足此的新型装药－－蜂巢状装药，并对该药型的内弹道特性、燃面规律和力学特点作出了定性和定量分析，对速燃发动机的装药设计有一定的借鉴意义 。     

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.     

爆燃脉冲发动机内弹道模拟及实验分析

为了研究质量轻便、结构紧凑的固体冲量发动机,提出以微气孔球形推进剂作为能量材料,以对流爆燃形成高内压为模式的脉冲动力方案。通过分析不同推进剂密度、长度、点火药量和膜片形式等因素,得到了大喉燃比发动机中球形装药爆燃诱导条件;根据球形装药爆燃特性,通过数值模型研究了新型爆燃冲量发动机的内弹道与流场特性。结果表明：装药长度、装药密度和点火药量均对发动机中爆燃现象出现有明显影响,较长装药,较小装药密度和较大点火药量均利于诱发对流爆燃;微气孔球形药在发动机燃烧室内燃速与压力规律以分段的指数燃速形式出现;初步论证一体式爆燃脉冲发动机的实用潜力。     

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。     

侵蚀燃速辨识

本文将控制论中的辨识技术用于确定固体推进剂火箭发动机装药的侵蚀燃速关系式,对燃速辨识方法作了较为全面和详细的研究.通过对假想发动机作燃速辨识,对该方法的可行性作了充分的论证.用燃速辨识法对真实型号的发动机作了侵蚀燃速辨识,获得了同一发动机装药在不同初温下侵蚀燃速关系式.由于燃速辨识仅需利用一条发动机试车压力一时间曲线,并且在电子计算机上用最优化方法给出结果,因而该方法具有迅速、经济、准确等优点,能更实际地研究固体火箭发动机工作状态下的装药侵蚀燃烧特性.而且便于观察过去实验研究做得较少的初温对侵蚀燃速的影响.这是一种在工程应用上确定装药侵蚀燃速的切实可行的方法.     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

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。     

串装双燃速药柱发动机的内流场计算

对一维的加质燃烧室流场、轴对称的二维喷管内流场和高燃速药柱燃烧完成后的燃烧室二维内流场以及三维药柱几何做了一体化计算。应用轴对称的N－S方程、TVD有限体积法的显式MacCormack格式，对燃烧室后段和长尾喷管跨声速流场进行求解，得到了双燃速内弹道性能和轴对称二维流场中燃气参数的分布。结果具有较高的精度，并为进一步的燃烧室和喷管热结构分析提供数值依据。     

Internal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD model

Internal ballistic simulation (IBS) method of multi-burning-rate solid rocket motor (SRM) was developed based on 3-D burning regression method by parameterized feature CAD model (PFCADM) and lumped parameter, in consideration of time-dependent, erosive-burning-effect from internal ballistic numerical algorithm. By driving multi-parameter CAD model based on PFCADM, the approach is capable of conducting the geometric regression simulation of various grain combinations of complex configurations with different burning rates. Through suitably simplifying the internal ballistic numerical algorithm, the problems of coupling geometric regression simulation of sub-grains of different burning rates and high computational consumption of internal ballistic calculation were solved. One tri-burning-rate grain motor, which had been firing-tested, was used as the validation case of simulation. The results show that, with the 3-D grain regression model and sufficient accurate internal ballistic algorithm, the method realizes IBS of the case in low computational-consumption prediction of its performance within the accuracy of 2% during 1h clock-time. The application of the method provides a practical approach to aid SRM design of multi-burning-rate grain.      

Internal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD modelInternal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD model

Internal ballistic simulation(IBS)method of multi-burning-rate solid rocket motor(SRM)was developed based on 3-D burning regression method by parameterized feature CAD model(PFCADM)and lumped parameter,in consideration of time-dependent,erosive-burning-effect from internal ballistic numerical algorithm.By driving multi-parameter CAD model based on PFCADM,the approach is capable of conducting the geometric regression simulation of various grain combinations of complex configurations with different burning rates.Through suitably simplifying the internal ballistic numerical algorithm,the problems of coupling geometric regression simulation of sub-grains of different burning rates and high computational consumption of internal ballistic calculation were solved.One tri-burning-rate grain motor,which had been firing-tested,was used as the validation case of simulation.The results show that,with the 3-D grain regression model and sufficient accurate internal ballistic algorithm,the method realizes IBS of the case in low computationalconsumption prediction of its performance within the accuracy of 2% during 1hclock-time.The application of the method provides a practical approach to aid SRM design of multi-burning-rate grain.     

定应变下固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估研究

为研究定应变对固体火箭发动机药柱概率贮存寿命的影响,对推进剂高温加速老化力学性能数据进行了统计分析,利用随机有限元法分析了发动机药柱在内压和过载的联合作用下Von Mises应变的均值和标准差,采用应力-强度干涉模型计算了药柱结构可靠性随应变敏感系数的变化趋势,据此分析了定应变对发动机药柱概率贮存寿命的影响。结果显示,定应变对发动机药柱概率贮存寿命影响显著,以0.97为可靠性下限,当应变敏感系数为2.94时,其寿命约为30.98年,应变敏感系数为-2.94时,其寿命约为0.92年,在此范围,药柱概率贮存寿命随应变敏感系数的增大而延长。     

某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.      

加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响

用片型装药火箭发动机和含铝复合推进剂,研究了加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响。研究结果表明,在加速度７０ｇ的条件下,２０１０推进剂的平均效应燃速比ｒ＾－ａ／ｒ＾０高达１．５１５,固体火箭发动机的内弹道性能呈现明显的变化。该项研究对发动机设计有实际意义。     

导弹飞行时固体火箭发动机内弹道异常现象分析

叙述了某地空导弹在训练打靶中的一些飞行异常现象。对服役多年固体火箭发机的内弹道异常，从双基推进剂装药老化、喷喉截面调节、装药碎块喷射以及裂纹燃烧等方面进行了分析。对服役期的双基推进剂固体火箭发动机的使用维护和作战训练有一定参考价值。     

旋转条件下大长径比固体火箭发动机三维内流场数值模拟

根据燃面的平行层推移原理,获得了某大长径比固体火箭发动机装药燃面变化过程。采用有限体积法计算了发动机在旋转飞行状态下的三维稳态流场,着重分析了不同时刻药柱开槽部分和燃烧室尾部的流速、流迹分布及其对发动机正常工作的影响,认为发动机尾部热防护以及药柱悬臂段强度是保证其正常工作的关键因素。