带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧特性的影响

采用定容燃烧实验装置获得初始温度为450K、初始压力为0.1~0.3MPa、当量比为0.7~1.5以及甲烷摩尔分数为0~0.8工况下甲烷/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、马克斯坦长度和层流燃烧速度等燃烧特性,分析甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧稳定性及层流燃烧速度的影响。结果表明:当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数增加,甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧趋于稳定,初始压力对燃烧稳定性影响较大,随着初始压力增加,燃烧稳定性变差。混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小,当甲烷摩尔分数增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势变缓,当初始压力增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势明显变缓。混合燃料层流燃烧速度随当量比增加呈现先增大后减小的变化趋势。当甲烷摩尔分数为0、0.4和0.6时,随着甲烷摩尔分数增加,混合燃料层流燃烧速度逐渐增大,当初始压力为0.1、0.2、0.3MPa时,随着初始压力增加,混合燃料层流燃烧速度显著降低,随着甲烷摩尔分数和初始压力的增加,混合燃料层流燃烧速度峰值有向当量比大的区移动的趋势。      

高燃速推进剂燃速控制研究

研究了影响高燃速推进剂燃速的主要因素,分析了配方调试与装药生产之间的相关性,试验了新的发动机点火方法。通过工艺试验,制定和实施了细粒度AP预粉碎及在线粒度监测工艺,确定了推进剂配方预示与生产之间的间隔。新的发动机点火方法成功地应用于某助推器的装药,燃速批次合格率达到100%。顺利保障了地面抽检、高低温地面试验以及独立回路弹和闭合回路弹飞行试验。     

超临界压力下正庚烷的湍流传热数值研究

 应用修正的对应态方法、基本的热力学关系式和Soave-Redlich-Kwong(SRK)状态方程计算了超临界压力下流体的传输物性和热力学性质,并将这些普适性的物性计算方法与计算流体力学（CFD）数值模型相结合,针对火箭推进系统、高超声速飞行器相关的超临界传热和发动机冷却现象,在准确考虑热力学性质和传输物性变化情况下,系统地研究了一种典型的碳氢燃料——正庚烷在超临界压力下的湍流传热现象,详细分析了超临界压力对流动和传热的影响,揭示了对流换热努塞尔数的变化规律,并将数值模拟计算结果与已有经验公式进行了比较。计算结果显示在超临界压力下,努塞尔数随着压力的降低而降低,并且在临界区域附近会出现湍流传热的恶化和波动现象。     

磁控等离子体对收敛喷管性能的影响

采用诱导磁场方程,Mixture混合两相流和磁场修正的湍流两方程模型,研究施加不同强度磁场时,收敛喷管内等离子体的流动和传热特性以及等离子体对尾喷流的包裹情况.结果表明,随着气流在收敛喷管内加速,等离子体被掺混的程度增加.增强磁场可提高近壁面处等离子体体积分数,抑制其湍流度,降低高温气体向喷管壁面的传热.当B_y=1.3T时,磁控等离子体可降低54.4%的壁面温升,增加0.74%的喷管推力系数,在出口4倍当量直径处对尾气仍有一定的包裹.      

透气性推进剂对流燃烧特性的影响因素

研究了透气性推进剂（ＧＰＰ）稳定对流燃速和对流燃烧转变压力的影响因素。这些因素包括：ＧＰＰ密度，基础质量燃速，微孔参数及燃烧压力等。通过图象分析仪测定ＧＰＰ的微孔参数，并用大容量密闭爆发器测定ＧＰＰ的对流燃烧等特性。获得了ＧＰＰ对流燃烧转为压力主要与初始平均孔径和ＧＰＰ密度有关的结论。对于所研究的体系，对流转变压力大致上与ＧＰＰ密度的平方成正比，而与初始孔径成反比。稳定对流燃速的大小则随ＧＰＰ密度     

几种化合物在改性双基推进剂中降低燃速的作用

本文介绍了六种化合物在改性双基推进剂中的降燃速作用，这些化合物是黑索今（ＲＤＸ）、奥克托金（ＨＭＸ）、１，３，５－三氨基２，４，６－三硝基苯（ＴＡＴＢ）、硝酸铵、蔗糖入醋酸酯（ＳＯＡ）、草酸铵。讨论了它们对燃气发生剂降低燃速的贡献和机理，从实验数据的分析中得出了几点有用的结论。     

复合固体推进剂燃速温度敏感系数的模拟计算

本文根据“价电子反应”稳态燃烧模型和模拟计算方法,模拟计算了AP粒径、粒径分布宽度,AL含量、AL粒径以及压力对“AP/AL/HTPB/催化剂”系列推进剂的燃速温度敏感系数σp的影响规律,结果同文献[4]所综合或分析预测的结果一致.可以认为:初温对凝聚相反应的影响是主要的;AP粒径越大,σp越高;AP粒径分布宽度对σp有显著影响;铝含量增加,σp略有降低,压力升高,σp降低.     

固体火箭发动机不稳定燃烧时平均压力下降的原因探索

本文提出声湍流概念,指出声湍流引起的能量输运会降低经受适当振幅的推进剂的平均燃速,从而解释了不稳定燃烧推进剂平均压力的下降.本文提出的理论与Morita的实验结果在定性上是一致的,而实际发动机计算与实验结果的比较也证实了本文提出理论的正确性.     

药柱制造工艺对固体发动机燃速的影响

结合某固体发动机的研制，利用数理统计方法，将两种药柱制造工艺（带芯浇注工艺与插芯工艺）对其燃速的影响作了分析。结果表明，在－40℃下，两种工艺状态下的平均燃速有显著差别。