可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

一种双钟型喷管液氧/甲烷发动机系统方案

根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高发动机综合比冲性能以及运载器有效载荷的有效途径。     

带缝隙喷注的火箭发动机喷管性能

本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。     

二次抛物线型面喷管参数的优化选择

二次抛物线型面是火箭发动机喷管较常用的一种型面，对其参数进行优化选择是必要的，在喷管型面长度和出口扩张半角确定的条件下，优化方法是把比冲作为目标函数，利用一维等熵流的气动力公式，二次抛物线型面的几何关系和计算机求极大值方法，确定达到比冲最佳值的设计变量一喷管初扩张角和出口马赫数。     

可抛展开系统单级延伸喷管研究

介绍了一种最新设计的轻质单级延伸喷管，它具有独特的可抛展开系统。给出了它的工作原理及其展开特性计算方法。该延伸喷管展开后，其展开系统全部被抛掉，仅乘下被弹簧锁片锁紧的延伸锥。这种延伸喷管无论展开前还是展开后，其质量都比现有的四作动筒式延伸喷管更轻，尤其是展开后，减轻更多，从而使飞行器的有效载荷射程有更大的增加。     

液体火箭发动机复合材料喷管延伸段研究进展

喷管延伸段是液体火箭发动机的重要零部件,直接关系到发动机真空比冲性能的高低和其重量特性指标的优劣。近些年来,由于复合材料具有耐热、抗热震性能好、抗疲劳性能好、耐氧化腐蚀以及密度低等优点,复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上得到了越来越广泛的应用。仅在2018年下半年,国内就先后有高室压10 kN复合材料发动机完成某导弹武器飞行和5 000 N复合材料喷管延伸段发动机完成远征三号上面级飞行。通过查阅国内外文献,系统总结了国内外液体火箭发动机用复合材料喷管延伸段的研究及应用现状,综述了复合材料喷管延伸段预制体的一维缠绕成型、三维编织成型以及三维针刺成型技术及其气相法和液相法复合致密化技术,分析了国内的主要差距并提出了发展建议。     

N2O微推力器性能及喷管热结构分析

针对采用氧化亚氮推进剂的单组元微推力器开展了比冲性能影响因素的分析,分析结果显示微推力器比冲与氧化亚氮分解效率及喷管扩张比有着密切关系。利用有限元分析法对高空及地面试验两种工况下氧化亚氮单组元微推力器喷管的结构温度场开展了数值仿真计算,并在结构温度场仿真计算的基础上进一步对地面试验用喷管的结构应力场进行了分析。初步试验表明,所设计的微喷管在地面工况下工作良好。     

喷管扩张段优化型面近似计算

从大量的喷管扩张段型面优化计算结果分析中得出:扩张段型面的曲率分布是影响喷管扩张段气动损失的主要因素,对于给定喷管长度、面积比和出口半角的喷管扩张段型面的近似优化,可根据型面曲率均方差最小来确定.许多算例表明,近似优化型面的相对比冲损失不大于优化型面的0.15%.     

带有气体展开裙的双节套筒式延伸喷管的设计及性能增益估算

带有气体展开裙的双节套筒式延伸喷管是一种新方案.本文探讨了它的设计方法,并对其性能增益进行了估算,所得结果表明,它具有实用价值.     

扩张半角对无喷管助推器性能的影响分析(英文)

用数值分析的方法研究了扩张半角对固冲发动机无喷管助推器性能的影响规律.研究结果表明,随着扩张半角的增大,比冲先增加后减小,扩张半角取22°可使比冲达到近优:这一结论与有关文献的实验结果基本一致;从流动损失方面考虑,在无喷管助推器设计中,药柱出口端面与冲压喷管之间不应出现台阶,应使扩张段连续地过渡到冲压喷管上.本文结论可为无喷管助推器的设计改进提供参考.     

级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场分析

通过数值方法求解二维轴对称N-S方程,对级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场进行了数值分析。分析表明,展开前,受限尾流使延伸锥、发动机后封头及基础喷管外壁处于严重的热环境中;展开过程中,尾流作用在延伸锥上的气动力变化剧烈。计算结果对发动机的热防护设计及展开机构的驱动力设计提供了依据。     

可延伸出口锥对推力向量控制系统稳定性的影响

介绍了喷管可延伸出口锥对大型固体火箭发动机推力向量控制系统稳定性的影响,并提出了改善其系统稳定性的措施。     

可抛式延伸喷管展开过程运动与动力学仿真(英文)

针对固体火箭发动机可抛式延伸喷管运动机构的特点,建立了包括展开装置、释放机构、折转片等在内的延伸喷管整机模型。根据试验结果建立了燃气展开力样条曲线,利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行了延伸喷管展开动力学仿真,获取了延伸喷管运动构件的运动特性和约束的约束反力等结果。结果表明,运用ADAMS动力学仿真分析软件对延伸喷管展开过程中的动力学响应进行仿真分析是可行的。     

国外大型团体发动机喷管性能分析

概述了国外大型固体发动机喷管所用的主要材料及质量特性、喷管效率等性能。分析了采用可延伸出口锥的优越性，并结合我国情况，为缩小差距，提出了所应采取措施的建议。     

延伸喷管延展撞击动力学分析

运用MARC软件对某发动机延伸喷管进行了非线性瞬态动力学分析，得到出口锥与延伸锥延伸过程仅经受撞击力作用下的变形及应力随时间的变化情况。对接合部位的密封圈进行了大变形处理，并在计算过程中对网格进行了重新划分。计算结果表明，该喷管出口锥与延伸锥结构是安全的，但考虑到材料性能的波动，安全余量较小，应从设计上保证产品的可靠性。该计算方法对延伸喷管的设计具有指导意义。     

固体火箭发动机喷管扩张段刚度分析及优化

采用有限元素法对固体火箭发动机喷管扩张段进行了刚度特性分析，并从刚度出发提出了控制喷管推力方向的作动力方向的优化问题。最后，对某发动机喷管进行了分析。     

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。     

延伸喷管展开ADAMS动力学仿真

利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行延伸喷管展开动力学仿真,在已知延伸喷管结构尺寸、各部件质量特性、作动筒内压力及各种展开阻力的条件下,计算了延伸锥展开位移、速度和加速度。并与试验结果比较,两种结果接近。对计算结果分析得知,在保证展开时间满足要求的前提下,适当降低展开速度并尽可能匀速展开,可以减小展开过程中延伸锥与基础喷管之间的撞击力;为了保证展开可靠性,作动筒的展开力应有一定持续时间,尽量避免出现压力峰后压力突降。对固体火箭发动机延伸喷管设计与研究具有重要意义。     

卫星变轨发动机羽流污染的研究

针对卫星变轨发动机工作时高空羽流污染问题 ,从分子运动论出发 ,采用直接模拟MonteCarlo(DSMC)方法对轴对称羽流场进行模拟 ,发动机喷管出口参数采用内流计算的给定值。首先对计算方法进行了验证 ,然后通过计算给出羽流场压力、密度等参数 ,给出计算位于回流区内的卫星表面敏感部件的羽流污染量的方法 ,并进行了计算。