多根管型装药固体火箭发动机初始压强峰影响因素研究

为了解多根管型装药固体火箭发动机实验时出现的过高的初始压强峰的问题，采用实验研究和理论分析相结合的方法，对点火药量、药柱数量、限燃面积对初始压强峰的影响进行了研究。结果表明：对于多根管型装药固体火箭发动机，发现点火药量对初始压强峰影响较小，减少点火药量不能有效降低初始压强峰；药柱数量和限燃面积对燃通比和初始压强峰影响较大，装药数量从7根减少为6根时，初始压强峰减小了57%；限燃面积为装药外表面面积的0.22倍时，初始压强峰消失。同时，得到了该类型装药的侵蚀函数，其临界燃通比为50.10。     

端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题研究

本文论述了端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题,总结和分析了端面燃烧固体火箭发动机产生爆炸的重要原因.实验表明:在选择端面燃烧装药的初始增面率时,采用木制假药柱和推进剂短药柱构成的装药会给实验结果带来很大的偏差,导致选出不合适的初始增面率,把它应用在相同尺寸的固体推进剂端面燃烧药柱中时,将会引起发动机产生爆炸.     

突变截面燃烧室声腔纵向振荡频率规律分析

将药柱贴壁浇注的固体火箭发动机燃烧室简化为中间管型药两端容腔的形式,建立了突变截面H型声腔的物理模型,求解了此种声腔纵向振频的理论解和有限元解,以对称声腔与非对称声腔为对象,分析了一些关键几何尺寸对纵向声振频率变化的影响规律.计算结果表明,声振频率受装药长度与燃烧室长度的比值、装药内外径比值以及药柱浇注位置的共同影响.从合理的装药装填率考虑,初始振荡频率小于圆柱型声腔的振频,并随燃面退移连续增大.      

旋转对固体火箭发动机两相流点火过程影响仿真研究

为研究高速旋转对内外燃管型装药固体火箭发动机凝聚相点火瞬态过程的影响规律，应用计算流体动力学（CFD）流体计算软件，使用用户定义函数（UDF）编程接口建立固体火箭发动机点火模型，对旋转条件下发动机凝聚相点火过程进行模拟。将数值计算结果与地面旋转实验内弹道进行对比分析，验证数值模型的正确性。计算结果表明：①点火药燃气颗粒因旋转做离心运动，大量粒子聚集在燃烧室头部上端，部分粒子附着在发动机壁面，且停留时间较长。②点火药燃气颗粒占比从20%增加到40%，点火压力峰值降低3.93%，发动机转速的升高会造成内弹道平衡压力升高，但点火压力峰会逐渐降低，且峰值出现时间发生延迟，转速达到15 000 r/min时点火压力峰消失。③转速增大，点火颗粒与推进剂传热增大，火焰传播期减小，但燃气填充期和点火延迟增大，点火药燃气颗粒占比为20%时，转速为15 000 r/min较静止条件下点火延迟增加了23.76%。     

某固体火箭发动机点火启动过程的仿真研究

对固体火箭发动机点火启动过程进行了内弹道仿真,讨论了点火药量、点火药颗粒度以及防潮堵盖吹脱压力对点火启动过程的影响,尤其是对点火启动时间和初始压强峰的影响,并提出了对点火启动过程各参数选取的建议。     

SolidWorks二次开发在燃面计算中的应用

以SolidWorks二次开发接口为基础,探讨了参数化设计在固体火箭发动机装药燃面计算中的应用.通过不同的药柱建模方法实现了固体药柱的装药计算,发展了一种更为简单准确的燃面计算方法.计算结果表明,理论计算和试验结果吻合得较好,能够较好地模拟固体药柱的燃烧过程,可以满足工程计算上的需要,为固体装药的燃面计算提供了新的思路和方法.      

爆燃脉冲发动机内弹道模拟及实验分析

为了研究质量轻便、结构紧凑的固体冲量发动机,提出以微气孔球形推进剂作为能量材料,以对流爆燃形成高内压为模式的脉冲动力方案。通过分析不同推进剂密度、长度、点火药量和膜片形式等因素,得到了大喉燃比发动机中球形装药爆燃诱导条件;根据球形装药爆燃特性,通过数值模型研究了新型爆燃冲量发动机的内弹道与流场特性。结果表明：装药长度、装药密度和点火药量均对发动机中爆燃现象出现有明显影响,较长装药,较小装药密度和较大点火药量均利于诱发对流爆燃;微气孔球形药在发动机燃烧室内燃速与压力规律以分段的指数燃速形式出现;初步论证一体式爆燃脉冲发动机的实用潜力。     

旋转条件下大长径比固体火箭发动机三维内流场数值模拟

根据燃面的平行层推移原理,获得了某大长径比固体火箭发动机装药燃面变化过程。采用有限体积法计算了发动机在旋转飞行状态下的三维稳态流场,着重分析了不同时刻药柱开槽部分和燃烧室尾部的流速、流迹分布及其对发动机正常工作的影响,认为发动机尾部热防护以及药柱悬臂段强度是保证其正常工作的关键因素。     

端面燃烧药柱的燃速增大特性

本文综述了近年来国外研究端面燃烧固体火箭发动机中药柱的燃速增大特性所取得的最新成果.在一些端面燃烧装药的固体火箭发动机中,平面的燃烧端面往在演变成锥形燃烧面.实验表明:产生这种现象的主要原因是推进剂中可移动组分的迁移,细颗粒在界面高度集中,以及推进剂的应变造成的.文中还介绍了控制燃速增大,避免在燃烧过程中出现瞬态锥面的各种方法及其实验结果.     

考虑结构完整性和装填分数的星形药柱形状优化

在固体火箭发动机药柱设计过程中,装填分数较大的药柱结构完整性很难满足要求。利用PCL对商用有限元软件MSC Patran/Marc进行二次开发,建立星形药柱发动机的二维参数化有限元模型。在此基础上,采用遗传算法对星形药柱进行了形状优化,以结构完整性最优为优化目标,以装填分数为约束条件,得到了Von mises应变最小且面积装填分数不小于0.85的药柱形状。所提出的方法可方便地应用于各种固体火箭发动机装药设计。     

低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧规律动态诊断研究

为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律,采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像,图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似"三维"锥面体进行退移,在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明,锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s;另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

装药限燃包覆层脱粘和裂缝燃烧故障效应的试验研究

用模拟试验研究各种脱粘和裂缝燃烧对发动机造成的故障效应,为故障诊断和失效分析提供依据。自由装填限燃包覆层装药的脱粘燃烧,造成燃面增大和由于压力升高造成的燃速指数增大效应;具有贴壁的限燃包覆层的装药脱粘燃烧,还会产生极其强烈的侵蚀燃烧效应。浅裂缝燃烧只是造成燃面增大的效应;而深裂缝装药燃烧,还会产生极其强烈的侵蚀燃烧效应。无论是贴壁的限燃包覆层的装药脱粘燃烧或是深裂缝装药燃烧,均会在发动机点燃的初期,产生十分强烈的压力峰,如果燃烧室的安全裕度不是特别大,则会在发动机点燃后的短暂时间内发生爆炸。     

固体火箭发动机点火药颗粒点火过程流固耦合特性研究

为了研究点火药颗粒点火瞬态过程中流动与燃烧特性及点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响,以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型建立点火药颗粒点火模型,结合流固耦合方法分析点火喷流冲击对自由装填药柱结构的影响.通过与相关试验结果对比证明计算模型可靠,然后对固体火箭发动机点火药颗粒点火过程进行仿真计算,计算结果...     

分段式固体火箭发动机内部流动不稳定性数值分析

采用大涡模拟技术,针对某分段式固体火箭发动机开展了发动机燃面退移0mm,160mm和280mm三个时刻下发动机燃烧室内部流动不稳定现象的数值分析,获得了三个典型时刻燃烧室内压强可能的振荡特性.计算结果表明,在发动机点火初期燃烧室内流动不稳定性主要由表面涡脱落导致;随着燃面的退移,端面限燃层暴露在燃气中,由于端面包覆结构残余的影响,燃烧室内流动不稳定性主要由障碍涡脱落决定,且与点火初期相比,压强振荡的频率逐步减小.     

侵蚀燃速辨识

本文将控制论中的辨识技术用于确定固体推进剂火箭发动机装药的侵蚀燃速关系式,对燃速辨识方法作了较为全面和详细的研究.通过对假想发动机作燃速辨识,对该方法的可行性作了充分的论证.用燃速辨识法对真实型号的发动机作了侵蚀燃速辨识,获得了同一发动机装药在不同初温下侵蚀燃速关系式.由于燃速辨识仅需利用一条发动机试车压力一时间曲线,并且在电子计算机上用最优化方法给出结果,因而该方法具有迅速、经济、准确等优点,能更实际地研究固体火箭发动机工作状态下的装药侵蚀燃烧特性.而且便于观察过去实验研究做得较少的初温对侵蚀燃速的影响.这是一种在工程应用上确定装药侵蚀燃速的切实可行的方法.     

动态横向过载对固体火箭发动机内弹道的影响

为研究动态横向过载下固体火箭发动机（SRM）的内弹道特性，进行了某三组元复合推进剂在-50g～50g过载加速度下的燃速测量，结合Greatrix多参数模型建立了该推进剂的过载燃速模型；基于此模型，对管型内孔燃烧装药进行了横向过载下的燃面退移模拟，建立了动态横向过载下大长径比发动机的内弹道计算模型。结果表明：过载对该推进剂燃速影响存在一个角度阈值，负角度过载影响很小；瞬间一个横向过载会使燃烧室压强发生跃迁，在100g过载下，压强增加8%左右，过载消失，压强骤降；若受横向过载时间间隔一定，100g过载下导弹后作机动飞行（t=12～15 s）比先机动飞行（t=3～6 s）压强变化幅值小1%，对飞行更有利。     

隔层式多脉冲发动机点火延迟数值仿真研究

隔层式多脉冲发动机点火过程较常规发动机有很多不同,为获得端燃型隔层式多脉冲发动机的点火延迟特性及其影响因素,建立物理和数学模型,采用MpCCI耦合器作为FLUENT与ANSYS的数据交换平台,模拟点火燃气填充隔层和隔层变形过程;采用FLUENT计算多脉冲发动机火焰传播过程及填充过程。计算结果表明,与传统固体火箭发动机相比,在相同点火药量的情况下,多脉冲发动机的点火延迟大大增加;推进剂燃速越高,点火延迟越小;燃烧室自由容积越大,点火延迟越大;隔层材料对点火延迟影响较小。可以通过适当加大点火药量和提高燃速来减小点火延迟。     

三维 J积分理论在固体火箭发动机裂纹研究中的应用

针对固体火箭发动机药柱上裂纹的三维性和受力复杂性,文章提出采用三维 J积分理论和数值仿真来计算药柱上裂纹缝线上的 J积分值,并给出了三维 J积分的体积分表达式和有限元数值分析方法;通过对固体火箭发动机药柱上在燃烧室星角处的一条典型裂纹——横向贯穿楔形裂纹仿真计算,得出裂纹缝线上 J积分值呈现中间高两端低的非均匀分布特点,证明了三维 J积分理论在固体火箭发动机装药裂纹危险性研究上的适用性。     

降低颗粒粘结高燃速推进剂初始压强峰的途径

为降低颗粒粘结高燃速推进剂发动机试验时的初始压强峰,分别采用降低点火药量,改变燃喉比、燃通比,内外表面涂钝感剂和控制内、外燃通比之比小于1等方法进行了发动机试验,获得了每种条件下的压峰比数据。分析结果表明,采用控制内、外燃通比之比小于1的装填条件,可使其高燃速推进剂的压峰比小于1 3。