PATR发动机发展历程简介及参数特性分析

介绍了PATR发动机的发展历程,总结了其创新优化思路。针对PATR热力循环方案进行了设计点输入参数影响分析,开展了弹道特性、高度特性和转速特性仿真计算,结果表明:热容比对于发动机性能影响最为显著,热容比k HX 2每增加1,比冲降低0.59,单位推力增加0.39;空气压气机和氦涡轮等熵效率、预冷器空气侧总压恢复系数对发动机性能也有明显影响,空气压气机等熵效率每增加1比冲增加0.12,单位推力增加0.12,其余参数对发动机性能影响相对较小;随着飞行马赫数增加,PATR发动机比冲呈下降趋势,单位推力在外涵开始工作时会产生跳跃式下降,之后基本保持不变;飞行高度增加会使发动机比冲增高,单位推力降低;转速降低会使发动机比冲和单位推力降低,并且内涵和外涵流路共同工作时的降幅明显小于内涵流路单独工作时的降幅。     

双组元变推力液体火箭发动机的比冲特性

变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。     

固体火箭发动机性能偏差计算及可靠度评定

推导了固体火箭发动机推力、比冲、总冲、流量和压强等标准偏差计算公式，并根据发动机使用要求，在分析影响这些偏差的主要因素基础上，进一步简化了这些偏差计算公式。应用误差分析理论并根据单因素试验结果给出了预示发动机推力性能偏差及可靠度综合评定方法。     

采用脉冲发动机的导弹的最优推力控制

本文提出了中制导导弹采用实际的脉冲发动机的最优推力控制。     

地面与飞行状态下固体发动机比冲差异性分析

对固体发动机性能天地差异性产生的原因进行了探究。造成发动机性能天地差异的主要原因在于存在从发动机能量转换到飞行状态下导弹能量的转换效率,其转换效率与导弹的质量比以及导弹飞行速度与发动机等效喷气速度的比值有关;同时,还存在合成视加速度方向与发动机推力方向的偏差以及导弹质量变化等因素对比冲辨识结果的影响。根据现有公开文献报道及相关型号的分析,这些因素造成比冲的差异基本在1 s左右,且在1.5 s以内。分析结果表明,在工程上采用基于视加速度模型和基于遥测压强的发动机内弹道模型均可辨识发动机的比冲,但采用视加速度分析方法进行性能辨识时,需考虑转化效率的修正。     

基于综合平衡法的超燃冲压发动机燃烧室构型影响分析

燃烧室构型在超燃冲压发动机研究中占有举足轻重的地位,其内部流动及燃烧机理极其复杂。通过引进极差的概念,利用综合平衡法对试验数据的分析,研究了不同当量比及不同燃料喷射形式对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室热态内推力及内推力综合比冲等性能的影响,发现燃烧室第三扩张段角度和第四扩张段角度对其性能影响尤为重大,第一扩张段角度影响最小,且随着燃料喷射位置的前移,第二扩张段角度的影响越来越大。
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SPATR发动机循环参数选择与特性分析

为了更好地选择固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)的设计循环参数,以及拓宽SPATR发动机的工作范围,根据SPATR发动机的结构特点,建立了富燃燃气流量可调的SPATR发动机的性能计算数学模型,并编制了相应的计算程序。利用程序计算和分析了不同空燃比和涡轮进口参数下的SPATR发动机设计点性能,并以此对SPATR发动机设计点循环参数进行了合理的选择。利用程序分别计算了富燃燃气流量可调和不可调的SPATR发动机的高度、速度特性和节流特性,并对计算结果进行分析和比较。结果表明,富燃燃气流量可调节的SPATR发动机具有更好的高度、速度特性,并能够实现节流工况调节,满足飞行器对推力调节的需求。     

偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析

为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律.结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1％,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28％和10...     

RBCC组合发动机的方案分析和工作模态

介绍了高超声速推进装置的三种工作模态,总结了高超声速推进装置的优缺点,给出了研究重点.     

火箭/冲压组合发动机工作特性分析

为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由引射模态转换到亚燃冲压模态可能比较好;(3)在亚燃冲压模态,火箭发动机以某种低工况工作对冲压发动机的点火和火焰稳定是极为有利的;(4)在纯火箭模态,进气道关闭与否对组合发动机的整体性能几乎没有影响;为了获得较高的性能,二次喷管应采用扩张通道。     

涡流阀变推力发动机涡流室涡流结构分析

为了研究涡流阀变推力发动机涡流室流动,利用建立的径向压强测试实验装置和三维数值计算模型,进行了涡流室压强分布和涡流结构的研究,获得了涡流室径向压强分布及涡流室旋涡结构.研究结果表明,涡流室内压强分布呈现出中心较小区域变化剧烈,而其余大部分区域变化不明显的现象;流场中心区域存在涡核结构,减小了喷管有效喉部面积,即实现推力...     

临近空间飞行器总体设计对固体发动机特性需求分析

从内弹道性能、气动防热、绝热结构设计和后效推力预示等方面研究了临近空间飞行器总体设计对固体发动机的需求。内弹道性能方面,在总冲一定的情况下,发动机采用“长时间小推力”的工作模式、“前高后低”的推力曲线形式,对提高分离点高度和关机点速度、减小分离点动压有利;气动防热方面,临近空间飞行器发动机外壁热环境远比传统弹道式严酷,需要采取相应的防热措施;绝热结构设计方面,分析了过载条件下燃烧室中粒子的受力情况、粒子沉积分布位置以及对绝热结构的影响,提出了过载条件下发动机绝热裕度设计校核的需求;后效推力预示方面,发动机下降段高空推力的预示精度对分离安全性及分离时序的设计有着非常重要的作用,需要提高后效推力预示的准确性,以满足分离设计的要求。文章研究总结的方法、规律和结论,对临近空间飞行器固体发动机的设计具有重要的参考意义。     

基于视加速度的固体火箭发动机飞行比冲估算

建立了基于遥测视加速度的推力及比冲计算模型,模型中考虑了附加质量对发动机推力的影响,对固体火箭发动机飞行试验推力及比冲进行了计算,并与利用标准内弹道预示程序重新预示的发动机推力及比冲进行了对比,两种方法计算结果一致。算例表明,利用飞行试验遥测视加速度计算发动机推力及比冲的计算模型正确,有关参数的选取和处理方法可行;该方法可准确再现发动机飞行过程的实时推力和比冲;可有效用于发动机飞行试验结果的快速分析与评估。     

涡轮/冲压组合发动机性能分析工具

着眼于建立一套性能分析工具，可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析。为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求，所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念。该工具采用一维气动热力分析技术，使用了经试验验证的各部件特性，同时考虑了气体的变比热性质。通过采用面向对象的程序设计方法，该工具提供了一个性能仿真平台，可供涡扇工作模式，冲压工作模式，涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析，非设计点性能分析，控制规律研究等。借助于该工具，涡扇模式及冲压模式的热力循环分析结果表明，回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素；高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能。     

组合发动机空气预冷换热器动态特性的数值分析

基于守恒原理，导出叉流管－管型换热器非稳态传热过程的数学模型及相应的离散方程。利用隐式格式，求得组合发动机空气预冷换热器随时间而变的出口及壁面温度。指出此类动态计算若采用显式格式是极其费时的。对比解析解及显式方法的计算结果，表明隐式方法的解是有效可信的。所编计算机程序可用于发动机系统调式。     

战术导弹的角度和距离制导规律之比较

对传统的比例导航规律(应用伴随技术的角度制导规律)与现代制导规律(包含最佳估值器的距离制导规律)加以比较,比较内容是脱靶距离与可实现性.对最佳距离规律和最佳角度制导原理分别作了阐述和比较后认为,它们的最小脱靶距离方差是相等的,由某个确定的目标引起的脱靶距离也是相等的,但在大多数情况下,最佳角度制导实际上不可能精确实现,而最佳距离规律却往往是可实现的.     

基于相似参数的冲压发动机调节规律设计方法

调节规律对于冲压发动机设计,运行和控制都是十分重要的,冲压发动机工作在宽马赫数、大空域的范围内,由于冲压发动机工作状态受到多种因素影响,冲压发动机调节规律设计将是比较困难的。本文基于马赫数相似准则,定义了用以描述冲压发动机相似工作状态的相似参数,并给出了冲压发动机调节规律的设计方法,仿真结果表明了此方法是有效和简单化的,具有较好的工程应用价值。     

基于推力矢量控制的固体火箭发动机气体二次喷射研究

采用二维雷诺平均方程和κ-ε湍流模型,对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰内流场进行了数值模拟。借助数值模拟技术,对气体二次喷射推力矢量喷管的部分方案进行了初步探索,研究了不同喷射参数对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响,并分析了其原因。结果表明,二次喷射气体的喷射孔位置、喷射角及喷射总压等因素对侧向力的影响相互耦合,适中的喷射孔位置、逆流喷射角及较大的喷射总压都能有效增加侧向力及矢量角。     

火箭发动机地面试验软件质量管理和控制

简要介绍了火箭发动机地面试验软件的组成和特点,对软件开发过程的质量控制提出了建议;特别提出了要控制需求分析和测试阶段的评审并加强使用阶段的质量管理。     

基于高频电磁阀的粉末推进剂质量流率控制规律研究

基于气压驱动活塞、气流夹带流化的粉末推进剂供给方案,结合高频电磁阀的脉冲工作原理,提出了一种可实现粉末推进剂质量流率调节的控制方法。通过实验研究了不同电磁阀工作频率、占空比等参数对粉末推进剂流量调节特性的影响规律。结果表明,可通过电磁阀工作频率的变化进行粉末推进剂质量流率的调节,在背压0.6 MPa、工作频率5 Hz的情况下,活塞的最大位移速度为7.79 mm/s,为开关频率15 Hz时的1.98倍。背压0.42、0.83 MPa情况下,电磁阀正常工作的临界占空比分别为0.3、0.4。通过改变电磁阀的占空比,可实现粉末推进剂质量流率调节,占空比越大,调节能力越来越小,背压0.42、0.83 MPa情况下,活塞位移速率调节比分别为2.79和2.68,活塞位移速度最大值都处于占空比为0.8的情况下,分别为27.3、6.7 mm/s。