液氧／煤油补燃循环发动机起动过程研究

液体火箭发动机起动过程是发动机研制过程中的难点和关键技术之一。针对某液氧／煤油补燃循环发动机,进行了起动过程研究。建立了发动机各组件的动态数学模型,并进行了适当简化。计算得到了起动过程发动机性能参数随时间变化的仿真曲线。计算结果与试车数据基本相符,初步验证了所建立的仿真模型及采用的仿真方法的正确性。还分析了部分干扰因素对发动机起动过程的影响。     

固体火箭发动机内弹道性能仿真

确定了影响发动机内弹道性能的独立随机变量。其中,发动机肉厚与燃面的关系是根据发动机的试车数据,按照无因次肉厚概念对实测压强-时间曲线反算而获得。根据固体发动机内弹道性能预示模型,采用Monte-Cardo法进行内弹道性能的模拟计算。通过对某发动机的内弹道性能仿真,说明该计算方法可行、数据可信。     

固体火箭发动机反喷管打开后的瞬变参数辩识研究

大量研究表明,在固体火箭发动机反向喷管打开的瞬变过程中,发动机的瞬变燃速、反喷管的流量收缩因子和反喷管的开放函数对内弹道性能预示有较大的影响,但这些参数难于用一般方法精确确定,本文提出用控制论中的辩识技术来确定这些瞬变参数的方法,通过对真实发动机的瞬变参数辩识,证明了该方法具有真实性好、快速、准确、经济的特点,在工程应用上是可行的和可靠的,是工程计算和分析瞬变参数的一个新途径。     

大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究

通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。     

无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算

本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律.     

发动机起动加速性计算参数响应特性

液体火箭发动机起动加速性的数值大小反映发动机起动过程的快慢程度。发动机地面试验后计算的起动加速性结果是否准确反映发动机的固有起动特性,需结合试验系统结构组成、计算起动加速性的测量参数测量原理及阶跃响应特性等因素进行综合分析。研究用不同参数计算的起动加速性数值不同的主要原因,确定可靠的计算方法。通过分析某大型液体火箭发动机地面试验系统的推力架结构形式及传感器安装方式等机械结构因素对起动特性影响,并研究推力、转速、压力测量参数配置的信号调理器滤波特性对阶跃信号的延迟作用,分析测量系统对起动特性的影响。分析结果表明,试验系统结构因素和测量参数滤波因素是导致不同测量参数计算的发动机起动加速性不同的主要原因。对于大型液体发动机试验系统试验后,进行发动机起动加速性计算时,要综合分析试验系统结构形式、测量系统滤波特性等因素后,才能确保计算的结果准确、可信。     

热损失对燃气蒸汽式发射动力系统内弹道计算影响

传统发射动力系统使用定能量系数修正内弹道计算模型,提高了内弹道特征值计算精度,但内弹道参数曲线计算值与测试值存在一定偏差。某型燃气蒸汽式发射动力系统发射筒内压力计算值与测试值存在一定的偏差,经分析内弹道模型中假设能量系数为常数是造成发射筒内压力计算偏差的主要因素。为了获得能量系数随时间的变化规律,通过使用热损失经典算法和试验研究相结合的方法,对发射动力系统工作过程中的热损失进行了计算研究,发射动力系统总的热损失为32 969.6 kJ,能量系数随发射动力系统工作逐渐增加。使用变能量系数修正内弹道计算模型对发射内弹道进行计算,计算结果表明变能量系数可有效提高导弹发射筒内压力的计算精度,同时经过分析燃气发生器和弯管仍具有降低热损失的潜力。     

固体推进剂裂缝弹道结构分析

本文采用一种计算机程序来预测燃烧时固体推进剂药柱裂缝内的弹道压力相互作用效应及压力引起的裂缝增长问题。本分析系统成功地将断裂力学有限元程序与弹道和裂缝燃烧计算程序结合起来,通过计算机程序,求出燃烧过程中每一时刻的变形和燃烧分布图。本法考虑了药柱表面和裂缝内侧面由燃烧引起的压力载荷,相应地提出了推进剂药柱因燃烧引起的断裂问题。本程序的设计区别了裂缝的燃完和裂缝的失控扩展。本程序业已改进,可用来处理由于点火器的变化和火焰传播效应引起的点火瞬变现象。     

嵌金属丝两级药柱掺混燃烧下的内弹道计算

为了预示嵌金属丝端燃药柱和后翼柱药柱掺混燃烧条件下单室双推力发动机的内弹道性能,首先对高压段和低压段燃烧过程中的复杂燃面变化进行分析,获得不同增速比对应的燃面与基准燃面之间的关系。然后,考虑压强转级对增速比的影响,获得过渡段二者的关系,从而实现了整个燃烧过程增速比的无级变速,进而获得燃面退移规律,据此计算了这种类型装药发动机的内弹道性能。结果表明:计算值与试验曲线吻合良好,计算误差小于5%,证明了计算模型的合理性和程序的可靠性。该方法可用于此类型发动机的内弹道计算与分析。     

涡轮泵内部流路和轴向力数值计算

本文介绍了采用“通用流体系统模拟程序”GFSSP 研究液体火箭发动机涡轮泵内部流路的数学模型。GFSSP 是一个通用的流体计算程序,用于计算复杂流路中流量、压力、温度和混合流体成分的稳态值和时变过程。程序采用了有限容积中流体的质量、动量、能量守恒方程和热力学方程。目前,马歇尔空间飞行中心(MSFC)正在研制Fastrac 发动机,在该发动机的组合件试验中,采用 GFSSP 对涡轮泵的轴向力和内部流路的稳态值和起动时的瞬变过程进行了计算。计算结果和试验实测的压力、温度作了对比,大部分参数比较吻合。     

液体火箭发动机瞬变过程的计算机模拟

本文用特性线方法和数值计算方法对液体火箭发动机的起动关车过程、脉冲工作、四机并联工作和故障状态的瞬变过程作了模拟。模拟是在“441B-Ⅲ”计算机上进行的。模拟结果表明,在发动机研制阶段,计算机模拟是需要的。     

固体火箭发动机药柱翼槽内的火焰传播过程

翼槽区内的火焰传播过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有潜在的影响。文中采用高速摄影技术测定了点火瞬态模拟实验发动机后翼槽区内的火焰传播过程，研究了不同设计参数对火焰传播过程的影响，发现翼槽内的火焰传播过程首先是燃气充填过程，其次是火焰传播过程。翼槽内的火焰传播速度与升压梯度和翼槽的宽度有关，升压梯度越高、翼槽越宽则火焰传播速度越高。     

大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程分析

为了定量描述大长径比固体火箭发动机点火滞后期和火焰传播过程,分析了试验压强一时间曲线和升压速率曲线,并利用数值计算对点火瞬态过程进行仿真;根据两条曲线的数学与物理意义推断主装药首次火焰时刻为升压速率上升阶段过零时刻,火焰传播结束时刻为升压速率由上升转下降的极值时刻;数值仿真结果验证了这一推断。该方法简单有效,适用于工程实践。     

膨胀循环发动机起动过程研究

针对膨胀循环发动机起动过程的计算问题,基于模块化建模方法,研究了各组件的数学和仿真模型,运用Simulink工具箱,编制了针对液体火箭发动机系统起动过程计算所需的各个模块库。在此基础上,对膨胀循环发动机系统的起动过程进行了仿真研究,分析了起动过程的影响因素。     

固体发动机内弹道计算不确定性研究

建立了固体发动机一维混合内弹道计算模型,提出了提高内弹道预估精度的工程方法.采用系统辨识法建立燃速模型、计算药柱初温分布和预估药柱真实燃面,建立了内弹道性能散布分析方法.算例应用研究表明,燃速模型参数不确定性是影响发动机内弹道计算精度的主要因素,除燃速模型参数外,对总冲变化的显著影响因子依次是燃气比热容比、推力系数因子、特征速度因子和药柱密度,对工作时间变化的显著影响因子依次是特征速度因子、药柱初温和药柱密度.     

火药起动系统对发动机起动性能的影响分析

针对采用火药起动器起动的泵压开式循环液体火箭发动机,对其起动系统进行了分析和研究。建立了液体火箭发动机火药起动器计算模型和起动系统燃气管路流场计算模型。将所建立的起动系统模型应用于发动机系统仿真,对发动机火药起动过程进行仿真,分析了起动系统中火药起动器参数和燃气管路参数对发动机起动性能的影响,确定了主要影响参数和影响规律。火药起动器火药药柱内径、火药药柱长度以及燃气管路火药起动器喷管喉部直径为强影响因素;燃气管路涡轮喷嘴喉部直径和管路出口直径在确保发动机火药起动主要工况段燃气管路流场流态为额定工况流态的前提下,为弱影响因素。试验数据验证表明,发动机起动系统的仿真结果正确、可信。     

小推力泵压式发动机自身起动过程仿真分析

根据二级箭体钝化处理的需要,小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下 实现自身起动,进入稳态工作.在MWorks通用仿真平台的基础上,建立发动机起动过程系统仿真模型,通过试车数据验证了仿真模型的合理性.进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响.结果表明:发动机能够实现自身起动,但起动过程较长;氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大,氧化剂入口压力降低,涡轮泵起旋时间延迟明显,起动品质变差;降低发动机主阀流阻,能够使涡轮泵起旋时间提前,改善起动品质;环境压力降低使推进剂充填过程加快,涡轮泵起旋和工况爬升加快,有利于发动机的自身起动过程.     

泵压式多次起动发动机起动过程仿真研究

某型上面级液体火箭发动机采用可反复充填的起动箱作为起动系统,实现了泵压式发动机的多次起动,但相比火药起动器炮式起动方式,发动机起动过程更为复杂。为研究发动机起动过程工作特性,应用Modelica语言,基于MWorks平台建立了起动箱多次起动泵压式发动机动态特性仿真模型,对发动机起动过程进行了仿真研究,分析了起动箱压力、起动箱内推进剂消耗量、起动参数设置对起动过程的影响。结果表明:发动机每次起动推进剂消耗量远小于起动箱设计容积;起动过程参数变化呈现"挤压起动-再充填-稳态工作"三个平台变化的显著特征;发动机在较大起动箱压力范围内均能够保证正常起动。发动机热试车结果验证了发动机起动时序设置的合理性和起动箱参数设置对起动过程的影响。     

大长径比SRM头部复杂结构三维纯气相火焰传播过程

以N-S方程,RNGk-ε湍流模型、P1辐射模型为基础,以美国"大力神-Ⅳ"运载火箭助推发动机PQM-1为算例,采用流固耦合传热的火焰传播边界条件,建立了大长径比SRM头部复杂结构的三维纯气相火焰传播模型,分析了发动机点火瞬态头部径向和轴向翼槽内的火焰传播过程。结果表明,对于采用单喷管点火发动机点火的大长径比SRM,头部翼槽的初始发火点在轴向翼槽末端,且头部轴向翼槽内的冷空气影响径向翼槽内的火焰传播,而轴向翼槽内的火焰传播过程对药柱锥形通道内的火焰传播影响不大。     

固体火箭发动机推力终止过程的数值分析

本文指出,在大、中型固体火箭发动机的推力终止过程中,打开反向喷管(或辅助排气孔)必定导致产生一系列强度相当大的压力脉冲,而现有的理论分析均不能预估和解释这一现象。本文提供了一组冷模拟实验结果,讨论了产生压力脉冲的原因,提出了估算其强度的方法,并且应用特征线法和激波拟合法进行一维非定常流动的数值计算,发展了一种能够同时预估压力脉冲强度的内弹道计算程序。预估结果与实验曲线吻合良好。