固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究

进行了固体燃料超燃冲压发动机实验研究,并成功进行了点火和燃烧实验,包括固体碳氢燃料超音速燃烧试验和聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)超音速燃烧试验。实验验证了固体燃料在超音速气流中能可靠点火,并保持了火焰的稳定燃烧,获得了固体燃料的超音速燃烧内弹道特性,同时研究了固体燃料PMMA在超音速气流中的燃烧,分析了其在超燃冲压燃烧室内的退移规律,认为燃料退移速度随时间变化,燃烧趋向于将燃面轮廓变平,区域显示圆柱形。     

无喷管助推器非定常动边界内流场数值模拟

无喷管助推器依靠药柱的扩张面实现对气流的加速,燃面的线性增加及喉面的指数增加,使其内流场呈现明显的非定常性;侵蚀燃烧、压强的不均匀分布及药柱变形,使无喷管助推器的工作过程十分复杂。通过对FLUENT软件进行二次开发,建立了无喷管助推器的非定常动边界内流场数值模型,考虑了推进剂的点火过程和侵蚀燃烧,可获得各个时刻的燃面位置及内流场分布,从而可对发动机的内弹道性能进行较准确地预示。通过对某无喷管助推器的工作过程进行模拟,内弹道计算曲线与试验曲线吻合得较好。     

非化学平衡条件下膏体富燃料推进剂的热力计算

膏体富燃料推进剂一次燃烧处于非平衡条件下,本文建立了非平衡条件下热力计算的理论模型以及不同热力学状态下求解平衡组分和燃烧温度的控制方程组。对给定配方的膏体富燃料推进剂在非平衡条件下的燃烧温度进行了计算,并对本文采用的方法进行了验证,证明是可行的。     

石墨渗铜喉衬的烧蚀特性

介绍了石墨渗铜材料作为固体火箭发动机(SRM)喉衬与．长尾管衬套的烧蚀特性和机理。液态铜在高温高压燃气的作用下仍滞留在石墨基材内，起到抑制烧蚀的效果，改善了KS-8高强石墨的耐烧蚀性能。     

飞行加速度对固体发动机后封头绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机后封头绝热层的炭化烧蚀率与飞行加速度有关。概述了国内外在这方面的一些研究情况，着重讲述了固体火箭发动机后封头内绝热层烧蚀的实验研究。实验表明：不同材料的绝热层在加速度作用下烧蚀率明显不同。在加速度作用下，后封头内绝热层的炭化烧蚀率小于静止状态的炭化烧蚀率。     

石墨渗铜喉衬材料的微观结构与抗热震性能

采用粗粒级高强石墨加压渗铜工艺，制备了石墨渗铜(CIG：copper-impregnated graphite)喉衬材料。对其微观结构与抗热震性能的关系进行了研究。结果表明，由于渗铜提高了原石墨的热导率及整体增韧的综合效果，使石墨渗铜材料比通用的5种石墨材料具有更好的抗热震性能，更好地适应了小型高性能战术导弹、航天飞行器高压强大流量SRM对喉衬材料的要求。     

喷管扩散段型面对固体发动机性能的影响

通过计算喷管二维两相流和边界层比冲损失,研究了喷管扩散段型面对其性能的影响。研究结果表明：在喷管扩散段长度一定的情况下,膨胀比有一最佳值,超过该值,喷管性能反而下降;在膨胀比一定的情况下,在一定长度范围内喷管越长,其性能越高。从而得出,为使综合性能达到最佳,在一定膨胀比下喷管扩散段长度应取喷管出口直径的1～1．25倍。该结论可供设计人员参考。     

固体火箭发动机加压固化理论及仿真研究

为建立工程上更实用的加压固化压力的计算关系式,同时分析加压固化成型下药柱脱模的可行性。在已有研究成果的基础上,推导了考虑复合材料壳体各向异性、壳体封头变形及药柱可靠脱模等多因素的加压固化压力的计算关系式;利用该计算关系式得到某高装填燃烧室在考虑药柱应力平均降低1/3的条件下的加压固化压力为2.12 MPa。结合理论计算结果,利用有限元仿真分析手段开展了该燃烧室带芯模的加压固化成型全过程仿真分析。仿真结果表明,加压固化成型下药柱4个典型位置的应力相对常压固化成型平均降低31.5%,与理论计算结果基本吻合。最后,利用2.12 MPa的加压固化压力完成了该燃烧室的加压固化成型试验,CT探伤结果未见异常。     

固体火箭发动机点火瞬时内流场轴对称数值分析

应用流体计算软件(FLUENT),通过UDF(用户定义函数)编程,考虑了辐射热量的影响,对固体火箭发动机点火瞬时内流场进行了轴对称数值分析,得出了点火瞬时的压强．时间曲线、各时刻的流场和推进剂燃面上的辐射热量。从具体数值上分析了辐射热量对点火瞬时的影响。研究结果表明,该方法可较好地预示点火瞬时的内流场和压强变化情况。     

C/C喉衬材料烧蚀试验方法研究

C/C喉衬材料的烧蚀性能与原材料性能、工艺过程有很大关系,采用小型试验发动机可有效进行C/C喉衬材料烧蚀性能模拟试验。介绍了3种小型发动机喉衬烧蚀试验方法,并着重分析了一种方形喉衬的试验方法。试验结果表明,该方法适于各类喉衬材料的烧蚀性能对比,尤其适用于径棒法编织的C/C喉衬材料。