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小推力长时间工作固体火箭发动机C/C喉衬的烧蚀与沉积 总被引:3,自引:3,他引:0
针对C/C喉衬喷管小推力长时间工作固体火箭发动机,分别开展了含铝、不含铝两种推进剂状态的地面试验。根据燃烧室压强及发动机推力测试曲线计算了喷管喉径的瞬变值,对比研究了喉衬的烧蚀、沉积过程,指出含铝推进剂发动机C/C喉衬先后经历初始沉积、沉积消融、持续烧蚀、烧蚀与沉积交替四个阶段,而推进剂不含铝时则没有明显的初始沉积与沉积消融。讨论了推进剂配方、燃烧室压强、喷管结构等因素对喉衬烧蚀、沉积的影响,并提出了相应的改善措施。 相似文献
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基于图形变形法探索固体火箭发动机优化设计空间,通过可视化展示设计空间形态,能够提高固体火箭发动机优化设计效率和质量。采用试验设计方法对设计变量和约束条件重要性进行排序,简化优化模型;采用图形变形法对简化优化模型在不同试验设计点进行可视化分析;可视化选取可行设计空间中目标函数较小的点作为初始点。应用三种常规优化算法对4个不同初始点进行优化计算,计算结果表明,图形变形法优选的初始点使优化效率有不同程度的提高,优化结果具有更好的全局最优解特性;与遗传算法比较,效率提高400倍以上。 相似文献
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论述了复合材料的性能特点,简要介绍了国外大型固体火箭发动机燃烧室壳体复合材料的应用状况,提出了发展我国燃烧室壳体复合材料的意义以及方向的见解. 相似文献
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端面燃烧发动机的药型简单、装填密度也高.但是这种装药燃烧室有很多不利因素,所以端面燃烧仍较少采用.如今保护金属壳体而加厚隔热层,致使总的性能下降;为了使低空发射的飞行器具有足够的加速度,需要高比冲和高燃速推进剂,而高燃速复合推进剂的压力指数一般都大,使推进系统在燃烧室压力变化时反应很敏感.双推进剂药柱方案(图1),可以克服端面燃烧发动机的弱点. 相似文献
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本文论述了定义物理量的基本要求并对平衡压力下了定义.然后,简略地证明了平衡压力的稳定条件以及燃烧室压力与平衡压力的近似关系.对于侧面燃烧装药的固体火箭发动机,在稳定条件下,燃烧室压力-时间曲线上只有少数特殊点处于平衡状态工作,而大量的其它点处于准平衡状态下工作. 相似文献
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为建立一种支持连续域、离散域混合变量的优化算法以用于固体火箭发动机总体参数优化,改进了基本蚁群算法,融入"网格划分"、"哑元化"和"变尺度局部搜索"三种策略,以改进算法的寻优性能和使用范围,其中局部搜索算法仍采用蚁群算法。使用了几个较具欺骗性的经典测试函数对改进蚁群算法进行了测试,计算结果表明改进蚁群算法找到全局最优值的概率较大。应用改进蚁群算法对固体火箭发动机总体设计中的两个重要总体参数——燃烧室工作压强和喷管面积比,进行了优化求解,获得了满意结果。诸算例的优化结果表明,该改进蚁群算法具有支持混合变量,全局寻优性能稳定和搜索精度高的优点,对工程优化设计问题具有较好的寻优性能和更强的适用性。 相似文献
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喷管摆动可能会诱发燃烧不稳定性,而不稳定性问题已经受到了国内外研究人员的高度重视。为了研究喷管摆动角度和频率对燃烧室内压力振荡响应的影响,采用数值模拟方法,在给定某时刻装药燃面、喉径和正弦摆动方式下,对不同摆角和摆频下的发动机燃烧室压强变化规律及喷管摆动过程的响应规律进行数值分析。研究表明:固定摆动频率,改变摆动角度,燃烧室内平均压力都随时间小幅度上升,摆动角度为3°和7°时,平均压强增量较其它角度而言较为明显;固定摆动角度,随着摆动频率的增加,喷管摆动引起燃烧室内低频响应幅值在增加;由喷管摆动所引起的燃烧室压力振荡频率主要集中在100Hz以下的低频区。 相似文献
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为了解热水火箭发动机的内弹道性能,分别在不同初始压强、不同啧喉直径、不同加水量的情况下进行了实验.获得了不同情况下发动机工作的数据.通过数据的分析,总结提出了发动机工作的四个阶段:初始段、过渡段、近似线性段和拖尾段;得出初始压强、喷喉直径、加水量对发动机内弹道性能的影响规律,同时发现了在发动机工作工程中,其压强曲线都是经历一个先急剧下降后缓慢下降的过程,但是当初始压强较低时,压强曲线在过渡段会出现一个短暂的先升后降的波动.分析得出:热水火箭发动机的比冲受初始压强值的影响较大,而与喷喉直径或者加水质量无关;常规火箭发动机的推力计算公式并不适用于热水火箭发动机. 相似文献
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整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求. 相似文献
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