固体推进剂火箭发动机贮存性能规律研究

依据固体推进剂火箭发动机大量试验数据的统计规律，提出了估算固体推进剂火箭发动机主要参量随贮存年限、温度变化而改变的数学关系式：R^1=KRR0(1 a)^△t-1，并通过了反算、验证试验和实际中的应用。     

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。     

固体火箭发动机贮存中装药裂纹故障及原因分析

固体火箭发动机装药裂纹问题导致寿命期内导弹因固体动力失效而面临报废。为了查明原因,在对多个批次的发动机装药质量进行普查的同时,采用发动机解剖技术、发动机中材料的获取技术、结构完整性分析技术等,研究了发动机贮存中装药裂纹故障的产生原因,得出了发动机装药裂纹是批次问题造成,与湿气的影响、产品的批次质量、贮存时间等相关,并利用低温贮存和低温试车对该结论进行了验证。     

某型固体火箭发动机综合性能试验与寿命评估

对不同贮存期的某型固体火箭发动机进行了零部件的功能试验和燃烧室的解剖试验。根据试验测得的推进剂化学性能和力学性能的变化,对不同贮存期的发动机进行了内弹道和结构完整性计算。比较理论分析和综合性能试验的结果,对该型发动机服役寿命进行了评估,发现决定其寿命的因素是粘接界面的失效。     

固体火箭发动机硅橡胶密封圈贮存寿命分析

利用某硅橡胶密封圈加速老化性能数据,采用逐次逼近以及数据拟合方法,推导出幂指数老化模型参数,获得该硅橡胶老化反应速率以及老化性能规律,该硅橡胶材料100℃下老化约30 d相当于常温(25℃)下贮存15 a;开展了压缩永久变形状态下密封圈应力分析,获得密封圈老化后应力分布,密封圈有压缩永久变形时最大接触应力小于无压缩永久变形时,30％压缩量、30％压缩永久变形率时最大接触应力水平与25％压缩量、无压缩永久变形时基本一致;建立不同老化状态与应力状态相关性,以30％压缩永久变形率为老化指标,该硅橡胶密封圈的贮存寿命约为12.4 a.     

固体火箭发动机装药贮存寿命预测方法

针对固体火箭发动机装药贮存寿命预估的难题,开展了固体火箭发动机贮存可靠性、装药老化性能、药柱结构完整性分析等几个方面的研究,建立了GM-RBF网络模型、基于修正Ar-rhenius的交变温度预测模型、基于加速老化和结构完整性分析的装药贮存寿命预估模型,从不同角度来对装药贮存寿命进行组合预测.在此基础上,设计和开发了预测系统,通过实验数据和仿真分析,得到实例的装药贮存寿命区间为10.5～13.2y.研究表明:这种组合预测的方法避免了单一算法的局限性,提高了预测精度.     

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。     

固体火箭发动机内弹道平衡段的计算机随机模拟

介绍计算机随机模拟固体火箭发动机内弹道平衡段压力的方法。文中视各个性能参数为随机变量，使用ＥＤＦ检验等方法，确定了它们的统计分布。根据这些性能的参数的统计分布，通过随机抽样，得到了它们的模拟样本值，进而计算出压力值。     

固体火箭发动机纤维缠绕壳体贮存性能试验研究

通过设计、制作Ф200缩比模拟试验件,对缩比模拟试验件进行加速老化,然后对加速老化试验前后的试验件进行外气密试验、轴压破坏试验、内压爆破试验,探究复合材料壳体的贮存使用性能。     

固体火箭发动机一维准定常内弹道解法

本文着重讨论了固体火箭发动机一维准定常内弹道问题的解法.指出这个问题可有两种解法:平衡解法和非平衡解法,并用实例计算说明了非平衡解法优于平衡解法.     

固体火箭发动机环缝式气动喉部研究

对固体火箭发动机气体二次流控制的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟.研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴几何参数对气动喉部调节性能的影响规律.计算得到了气动喉部的流场特征,即气动喉部的声速线起点在二次流喷口的下游,并得到了气动喉部特征存在的喷注范围.结果还表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能.      

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.      

固体火箭发动机喷管气固两相流动的数值模拟

对颗粒相采用颗粒轨道模型,气相求解可压缩N-S方程组,计算方法采用显式Runge-Kutta时间推进法与有总变差衰减(TVD)性质的高精度MUSCL-Roe格式;自主开发了曲线坐标系下二维轴对称可压缩N-S方程组的解算器Solve2D,研究了固体火箭发动机喷管中颗粒相对流场的影响以及不同尺寸颗粒运动规律.结果表明:颗粒相对流场的影响主要表现在喷管喉部以及扩张段,和单相流场相比,沿轴线马赫数减小,且颗粒尺寸越小减少得越多;沿轴线气相温度升高,且颗粒尺寸越小温度升高越多;颗粒尺寸越小,无粒子区越小;颗粒越大与收缩段壁面碰撞越剧烈,无粒子区越大.      

固体火箭发动机装药裂纹危险性研究综述

对裂纹危险性进行分析,阐述了国内外近几十年的研究,总结出了影响对固体火箭发动机装药裂纹扩展的主要因素和裂纹对流燃烧引起的推进剂破坏程度的表征方式;介绍了目前裂纹扩展过程研究的主要理论模型、数值仿真水平以及实验手段,并对它们的优缺点进行了评述。     

固体火箭发动机塞式喷管数值模拟和热态试验

为了考察固体火箭发动机塞式喷管的性能,设计了一套单元内喷管数为16、面积比为25的环簇式固体塞式喷管和一对比用钟型喷管,采用数值模拟方法预估了其推力性能.对塞式喷管进行了地面热态试验,测定了其推力性能.结果表明,环簇式塞式喷管地面燃气流动现象和推力性能的数值模拟结果与试验结果吻合.塞式喷管在地面上的推力效率达92.6%,比同面积比和长度的钟型喷管高9.1%,具有明显的高度补偿效应;但高空效率比用钟型喷管效率降低5.8%.      

Kriging模型在固体火箭发动机装药可靠性分析中的应用

基于Kriging方法对固体火箭发动机装药结构可靠性进行了分析.首先,采用拉丁超立方抽样技术得到了随机参数样本点;然后,利用样本点数据对黏弹性有限元模型的装药进行了结构力学分析;最后,通过Kriging模型得到了八面体剪应变的函数近似响应面,并结合失效判据对失效函数进行了可靠性计算.为了验证Kriging模型在可靠性计算中的有效性,其计算结果与Monte-Carlo方法进行了比较,得到了十分接近的可靠度.      

摇摆载荷作用下舰载固体火箭发动机药柱疲劳损伤

以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱的疲劳损伤评估方法.首先,通过推进剂定应力往复拉伸试验获得了复合固体推进剂的疲劳损伤特性;其次,运用有限元分析方法得到了发动机危险部位的应力谱;最后,运用雨流计数法和Miner线性累积损伤理论对发动机危险部位的损伤进行了评估.结果表明,发动机装药危险部位一年时间由于舰船摇摆载荷所造成的损伤为0.0855.      

水下固体火箭发动机的推力特性

在微观层面上对火箭发动机射流结构变化对推力的影响规律进行分析研究.采用轴对称模型对不同工况下的二维发动机模型进行数值模拟,获取推力振荡曲线,并研究不同阶段的推力变化,探究推力峰值与断裂的对应关系及推力振荡幅值与频率随工作环境变化的关系.研究结果表明:推力振荡产生的原因是射流在激波诱导下产生周期性颈缩;由于胀股及回击破碎的作用,水下射流推力存在多阶频率峰值;根据胀股主要处于中频段的重要结论对前4阶频率的研究表明射流回击与胀股具有相关性.      

固液火箭发动机工作过程三维数值仿真

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H₂O₂/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称仿真结果进行了对比.计算结果表明:装药截面的火焰层形状与装药星孔型面形状相似,但火焰层厚度与位置在星根与星角处存在差异;随着轴向位置的增加,氧化剂不断消耗,火焰层向通道中心移动;固体燃料燃速与氧化剂流率及不同装药位置有关,其大小随氧化剂流率的增加而增加,星根处燃速比星角处大;在相同氧化剂流率下,三维星形装药比二维轴对称装药的平均固体燃料燃速大.      

CT local reconstruction of solid rocket motor based on PI-POCS-TVM

In order to test the defects of solid rocket motor (SRM) accurately and efficiently, the computed tomography (CT) inspection scheme for SRMs defects was investigated and a CT local reconstruction algorithm called prior information projection onto convex sets total variation minimization (PI-POCS-TVM) was developed. The SRM was first inspected by industrial CT (ICT) to generate a low resolution SRM image used as the prior information, then high resolution local inspection was carried out for SRM's defects. To validate the effectiveness of the CT inspection scheme for SRMs defects, one SRM was inspected by a narrow fan beam ICT system. Filtered back projection (FBP) algorithm, POCS, POCS-TVM and PI-POCS-TVM algorithms were applied to reconstruct CT images. The performance of these algorithms was also compared. Results demonstrated the effectiveness of the CT inspection scheme for SRM's defects. Moreover, the PI-POCS-TVM algorithm has better local reconstruction image quality than the other three algorithms, showing great significance for accurate measurement of SRM's defects.