固体火箭冲压发动机流量可调燃气发生器控制算法

固体火箭冲压发动机流量调节系统具有很强的时变性和非线性,在调节的初期存在流量负调现象,且推进剂不完全燃烧产生的颗粒容易附着于喉道,这些因素都将对调节性能产生消极影响。为处理上述问题,设计线性自抗扰控制器(LADRC)。仿真试验表明,所设计的LADRC对比于比例-积分-微分控制器(PID)具有更好的响应速度、精度、流量负调抑制能力以及抗干扰能力,在低压力和高压力两种工况下的响应时间均不超过1.5 s,超调量在1.5%以内;流量负调减小了3~4倍;对干扰的反应时间在0.4 s左右,干扰的偏离值仅为0.25 MPa,显著提高了燃气发生器的工作性能。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.      

固体燃料冲压发动机内旁路分气流场数值模拟

为了调节固体燃料冲压发动机推力,提出了一种内旁路分气结构型式,采用数值模拟方法对该结构的流场进行了分析。研究发现,可以通过改变旁路进气量调节发动机推力,而且旁路进气使补燃室头部出现对称旋涡,对增强燃烧较为有利。内旁路分气结构不需要采用后置旁侧进气道,可有效减小导弹体积、质量与阻力,在中小型发动机上具有较好的应用前景。     

固体燃料冲压发动机附着点分析与模拟

对固体燃料冲压发动机冷流情况下,由突扩台阶产生的附着点进行了理论分析和数值模拟, 得出附着点与台阶高度成线性关系, 与燃烧室尺寸、壁面是否加质等因素有关, 但与入口空气流量无关, 所得结果与实验数据比较吻合。     

欧美固体火箭冲压发动机研制

详细介绍了欧美固体火箭冲压发动机的发展过程和研制情况,以及欧洲"流星"导弹用固冲发动机和美国"变流量火箭冲压发动机-飞行器概念"演示项目的研制和试验情况,并对固冲发动机关键技术的进展进行了分析.     

固体火箭冲压发动机补燃室硅基绝热层烧蚀模型

为了评估固冲发动机硅基绝热层的烧蚀性能,对硅基绝热层的烧蚀形成机制进行了分析并建立了数值模型。硅基绝热层烧蚀由气动冲蚀,化学烧蚀,颗粒剥蚀三个部分构成。数值结果表明,硅基绝热层失效的主要原因是气动冲蚀,化学烧蚀与颗粒剥蚀影响较小。理论计算同试验获得的烧蚀形态基本吻合,冲压发动机严重烧蚀部位在进气道两侧的下游区域。从结构设计上看,冲压发动机防隔热设计的重点应是降低冲压发动机气流冲蚀影响。     

整体式固体火箭冲压发动机研制

概要介绍了我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验研究样机的研制,讨论了样机地面试验研究和飞行试验研究两大阶段中,整机（含主级和助推级）各部件及分系统的设计,试制和试验工作,样机结合合理,主级比冲比国外同类型号导弹发动机有较大提高,助推级综合性能和热防护也优于后者。     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.      

固体火箭冲压发动机补燃室冷态流场实验研究

利用相位多普勒粒子分析仪,在球缺型多级多切轴向喷孔与双侧下颚进气道相配合的实验模型上,测量了固体火箭冲压发动机补燃室内气流掺混流场。通过减小测量壁面厚度解决了曲面上激光聚焦问题。实验结果表明:(1)旋流角度为0°,在进气道一侧下游区域有一较大的回流区,这是由于进气道气流流入补燃室时,其流动方向与补燃室壁面有一夹角,流动方向出现一突扩区域所致。(2)有旋流时,补燃室通过轴线截面上回流区域减小,强度减弱,但沿轴线横截面上,回流强度增强。     

固体火箭冲压发动机的应用前景

固体火箭冲压发动机具有冲压式发动机的一般优点:长距离飞行、维持超音速、甚至在飞行终端阶段都能实现高g机动飞行.当从后勤方面考虑液体冲压发动机不适用时,和固体冲压发动机的性能及机动性不能满足要求时,固体火箭冲压发动机则具有明显的优势.由于它的能量高、可靠性好,因而非常适合于军事用途.在下一代、长距离战术导弹中,固体火箭冲压发动机的应用具有广阔的前景.在美国和苏联进行了一系列的飞行试验后,七十年代后期和八十年代初,法国和西德又分别进行了多次飞行试验.据透露,日本也将在1986年10月前后进行飞行试验.研制工作很活跃.     

固冲发动机三维内流场数值计算与应用

利用三维隐式有限体积ＴＶＤ格式求解Ｎ－Ｓ／Ｅｕｌｅｒ方程组,数值模拟固体燃料冲压发动机（ＳＦＲＪ）突扩燃烧室、补燃室和喷管的统一内流场,研究了从亚声速到跨声速到超声速的整个工作过程,揭示了ＳＦＲＪ内复杂的流场结构,并与试验进行对比研究,数值结果与试验吻合很好。     

二次进气流量比对固冲发动机燃烧效率的影响

采用k-ε湍流模型及单步涡扩散化学反应模型，对二次进气结构的固体冲压发动机补燃室的反应流场进行数值模拟，分析了：二次进气流量比对燃烧效率与温度场分布的影响：结果表明，在合适流量比下，采用二次进气后补燃室内燃烧效率明显提高，且温度场分布有利于内壁面热防护。     

带装药裂纹发动机内流场数值研究

在N－S方程基础上，考虑网格移动，建立了适用于固体火箭发动机内流场的湍流控制方程组，并对带装药裂纹的固体的火箭发动机内流场进行了数值模拟，分析了推进剂中裂纹深度，宽度、位置、角度等多种因素对发动机内流场的影响，计算结果表明：（1）裂纹出口处流速高，大于主通道流速，在裂纹出口附近存在回流区；（2）当裂纹紧靠发动机前封头时，裂纹出口附近回流强度减弱，裂纹对发动机内的流动影响较小；（3）当裂纹深度与裂纹宽度比大于240时，裂纹内压强急剧升高，对发动机装药结构完整性具有重要影响。     

用粒子仿真法计算含缺陷固体发动机内流场

利用“N-S方程 粒子仿真”方法来计算含缺陷固体发动机的内流场，计算结果表明：该模型可以很好模拟裂纹对发动机内流场的影响，同时指出环形裂纹内的流动对主流的影响大于纵向裂纹，环形裂纹内上游位置流动对主流的影响较下游位置的大，并可以保持到喷管喉部，翼槽附近的环形裂纹内的流动，对主流的影响相对较弱。     

固冲补燃室内流场冷流模拟及显示

为了获得对固冲补燃室内混台的认识,以气体为介质进行了补燃室内流场的模拟,通过在气流中播入粒子,利用激光片光成像获取了补燃室内的混合图像对获取的不稳定的连续图像进行处理,获得了可用的稳态混合图像一另外,对其进行伪彩色处理获得了令人满意的结果,与测温法获得的数据进行了比较,结果表明,处理结果是可靠的,这种冷流模拟显示的方法可以用于同冲补燃室内的混合研究。     

固体火箭发动机射流中存在障碍物时的流场分析

基于N-S控制方程和RNGk-ε湍流模型,采用FLUENT软件对某固体火箭发动机存在球形障碍物的射流流场进行了数值模拟,得到了球形障碍物尺寸及距离喷管出口位置对射流流场的影响规律。计算结果表明,当障碍物处于第一个膨胀压缩过程之后与第二个膨胀压缩波过程之前的特殊位置时,它对整个射流火焰宽度的影响最为显著,该计算结果与某次发动机试车失败时所观测的现象相符。     

含硼贫氧燃气补燃室反应流场研究

以King模型模化硼粒子燃烧,以几率密度模型模化湍流燃烧,对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室流场进行数值研究,并与试验结果进行了对比。计算表明:环向燃料喷口布局可增加贫氧燃气气相组分与空气的混合、反应效率;突扩形的几何结构有利于燃气产生大涡运动。     

固冲发动机补燃室流场的实验校测

1引言目前数值模拟已广泛应用到火箭发动机的流场分析中,特别是固冲发动机补燃室的燃烧和流动[1,2]。但是这种方法在固冲发动机补燃室应用的有效性还没有合适的实验验证。国外开展的补燃室流动实验大多以水为介质,用片光流动显示的方法观察流场的概貌,与真实发动机的流动之间存