固体火箭发动机技术发展和面临的关键技术问题

通过对国内外先进固体火箭发动机进行研究,从战略导弹、战术导弹、航天运载用固体火箭发动机及超音速高超音速固体组合动力四个方面着手,总结与分析了国内外固体火箭发动机的技术特点及技术水平,据此提出了固体火箭发动机的技术发展方向,并指明了各领域固体火箭发动机及固体组合动力面临的关键技术问题,探讨解决关键技术的主要途径,以期为我国固体火箭发动机技术的发展提供参考。     

固体火箭发动机撞击安全性数值分析

针对固体火箭发动机撞击安全性问题,采用数值分析方法,建立了某两型高能固体火箭发动机轴向与径向撞击模型,完成了不同速度、不同撞击角度下的发动机安全性分析计算,得到了在不同撞击条件下固体火箭发动机推进剂的燃烧、爆炸等反应特点。对比相同工况下的火箭撬试验结果,计算结果与实际试验接近,验证了数值模型及参数的正确性。利用已验证的模型和参数,采用相同的计算方法,通过对模型在不同速度下进行多次仿真计算,得到两型发动机的撞击临界速度。研究表明,对于高能固体推进剂固体火箭发动机,随着尺寸与装药量增大,其撞击安全性降低,在相同尺寸时,径向撞击比轴向更容易发生反应。研究结果为高能固体火箭发动机的设计及撞击安全性分析提供了参考。     

非结构网格技术应用于固体火箭发动机内流场数值模拟

从二维欧拉方程出发，采用非结构网格技术对固体火箭发动机内流场进行数值模拟，研究了点火初期、燃烧过程中和燃烧结束时固体火箭发动机燃烧室不规则物理区域内形成的复杂流动，分析了流场结构及特性，并对在这一领域应用非结构网格技术存在的问题进行分析。     

高温热冲击下固体火箭发动机层合结构温度场解析解

对高温热冲击下固体火箭发动机的温度场分布进行了研究.基于固体火箭发动机在高温热冲击下的简化分析模型和控制方程,提出了一种求解连续层合结构热传导的分离变量法,获得了高温热冲击下固体火箭发动机层合结构温度场的解析解.     

基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化

固体运载火箭设计属于典型的多学科设计问题,为提高同体运载火箭设计水平和缩短研制周期,提出了基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化方法.建立了固体运载火箭多学科系统分析模型,以卫星轨道设计计算得到的运载火箭关机点参数和最小火箭起飞质量为设计准则.采用物理规划方法构造系统级火箭总体设计优化模型,以发动机总体性能指标为设计准则,采用物理规划方法构造子系统级发动机设计优化模型.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足火箭运载能力的各级固体发动机最优设计结果,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力-时间曲线.     

固液火箭发动机在远程空空导弹中的应用

为提高远程空空导弹性能,基于不死鸟导弹及其原有固体发动机的基本性能,开展了固液火箭发动机作为动力系统的远程空空导弹方案设计,通过固液火箭发动机的多次启动提高导弹飞行性能。采用多岛遗传算法,设计优化得到了替代不死鸟原固体火箭发动机的固液火箭发动机方案,对发动机总体进行参数化仿真,得到导弹模型,并对导弹进行了气动估算和飞行仿真与分析。结果表明:固液火箭发动机可以显著提升远程空空导弹的射程和速度特性,具有良好的发展前景。     

着陆缓冲固体火箭发动机优化设计研究

为了对着陆缓冲火箭发动机进行优化设计，提出了优化准则、目标函数及设计变量的约束条件；研究了着陆缓冲发动机冲量及在阻力伞存在的条件下发动机点火高度优化方法；多元回归基础上建立了发动机的能量方程，并提出分部件建立质量方程。优化设计实例计算结果达到了预期目标。     

变推力液体火箭发动机稳定性研究

本文对采用挤压式推进剂供应和脉冲式控制的变推力液体火箭发动机系统的稳定性进行了研究。理论分析的结果表明,这类变推力液体火箭发动机具有相似的系统结构;在以流量控制元件的位移信号反馈的条件下,发动机系统的稳定性仅取决于控制系统自身;在以燃烧室压力信号反馈的条件下,系统的稳定性准则是系统各部分的特征时间的函数,并且系统各部分的特征时间在稳定域最大的意义上满足一个最佳匹配条件。理论分析的结果得到了实验验证     

相似准则在液体火箭发动机试验中的应用

论述了相似准则在液体火箭发动机组件冷试及发动机试车中的应用,导出了相似方程,用这些相似方程能够合理确定试验参数,并能使试验结果与实际工作情况一致.     

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。     

固体火箭发动机药柱主动段飞行时应力应变分析

为了探讨固体火箭发动机药柱主动段飞行时的形变、应力和应变变化规律,以星形药型发动机为例,采用三维粘弹性有限元法,根据推进剂药柱的燃烧规律,通过计算发动机药柱在整个工作过程中不同烧蚀情况下各构成部分的结构响应,得到了主动段飞行时发动机药柱在不同环境温度、燃气内压与轴向过载联合作用下位移、应力和应变场随时间的变化规律。结果表明,低温点火发射时,内压增压至峰值时为发动机最危险时刻。     

椭圆轨道航天器自主接近的制导律研究

椭圆轨道自主交会接近制导律问题是当今空间技术领域中的一个研究不足。基于T\|H方程 ,设计了两种仅利用相对运动信息、控制力定常的椭圆轨道自主接近制导律：滑模制导律和 势函数制导律。从两种制导律的特性分析,滑模制导律对系统的运行轨迹更加苛刻,而势函 数制导律更加充分地利用了系统的自由运动,具有更好的控制性能。数值仿真结果也表明： 对 于相同的制导目标、制导时间和制导精度,势函数制导律所需的喷气开关次数和速度增量均较少。     

Combustion performance and scale effect from N2O/HTPB hybrid rocket motor simulations

HRM code for the simulation of N₂O/HTPB hybrid rocket motor operation and scale effect analysis has been developed. This code can be used to calculate motor thrust and distributions of physical properties inside the combustion chamber and nozzle during the operational phase by solving the unsteady Navier–Stokes equations using a corrected compressible difference scheme and a two-step, five species combustion model. A dynamic fuel surface regression technique and a two-step calculation method together with the gas–solid coupling are applied in the calculation of fuel regression and the determination of combustion chamber wall profile as fuel regresses. Both the calculated motor thrust from start-up to shut-down mode and the combustion chamber wall profile after motor operation are in good agreements with experimental data. The fuel regression rate equation and the relation between fuel regression rate and axial distance have been derived. Analysis of results suggests improvements in combustion performance to the current hybrid rocket motor design and explains scale effects in the variation of fuel regression rate with combustion chamber diameter.     

基于机器学习的卫星姿态控制律设计

传统的优化算法只能针对给定控制律的指定参数进行优化.机器学习的方法,不仅进化参数,而且可以按给定准则进化出卫星姿态控制律表达式.建立卫星姿态动力学模型及敏感器和执行机构的原理与误差模型,构成含噪声的单自由度的闭环数字仿真系统.统计一段时间内仿真结果的姿态精度和稳定度作为该控制律的适应度函数.针对姿态控制律选定合适的函数...     

复杂星孔球形药柱燃面近似解析计算方法

球形星孔药柱是固体火箭发动机广泛采用的一种药型,多呈现复杂的三维特性。为进行设计参数的快速选择与优化,以一种具有复杂星孔的球形药柱为基础,给出了药柱燃面变化规律的近似解析计算方法,依据该方法能够在设计初期快速计算药柱燃面的变化规律,并能依此进行发动机工作性能预估,进而对设计参数进行调整和初步优化;近似解析方法与三维CAD方法所得到的燃面变化规律基本吻合,燃烧面积最大偏差小于4%。     

椭圆轨道交会、悬停与绕飞的全状态反馈控制

面向大椭圆轨道航天器交会对接、编队伴飞以及在轨操控等空间应用的需求,对大椭圆轨道上航天器间的相对运动进行了分析与建模,采用幂级数法分别在脉冲推力和常值推力作用两种情况下对系统进行了近似求解。通过对系统解的变换以及对系统状态的重构,给出了大椭圆轨道上的三种交会制导律。脉冲推力作用假设下的脉冲制导类似近圆轨道的Hill制导方法。常值推力作用假设下的全状态反馈制导律则在交会制导、相对悬停和循迹绕飞控制的过程中实现了对相对位置和相对速度的同步控制。通过构造新的系统状态,改进的变系数全状态反馈制导律提高了相对速度的制导精度,降低了相对制导过程中的最大轨控加速度。三种制导律的制导效果通过数学仿真进行了校验和比较,文中给出的方法实现了椭圆轨道上相对交会制导、悬停保持和循迹绕飞控制。     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

固体发动机燃烧流动基础问题与研究建议

针对固体火箭发动机（SRM）的未来发展进行了探讨,提出了多学科协同的发动机总体设计优化技术、发动机精细化设计和性能精确调控技术、发动机虚拟试验与数字孪生技术以及发动机先进试验与测量技术是支撑固体发动机未来发展和应用的重要技术。为了实现固体发动机的细粒度建模、多维度设计和高精度仿真,在燃烧流动领域需要重点关注的基础问题包括：发动机环境下固体推进剂细观燃烧机理和燃烧模型、发动机内凝相运动行为模式及多相流输运规律、发动机非线性燃烧不稳定机理、凝相撞击壁面的行为模式和对壁面的力热作用规律、多相燃烧产物作用下绝热结构失效模式与破坏机理、多相燃烧产物生成与输运过程对能量转换的影响机理。最后提出了相关建议,以期更好地推动固体发动机燃烧流动领域的基础研究,更好地服务于固体发动机技术的未来发展。     

固体发动机含表面裂纹的端面燃烧药柱工作过程仿真研究

采用燃烧室零维动力学模型，对模拟发动机正常工作过程和含不同尺寸裂纹的工作过程进行了仿真计算和比较研究，得到了裂纹尺寸对工作过程影响的初步结论，为今后的实验研究工作做了先期准备。     

超燃冲压发动机燃烧室亚/超燃模态数值研究

采用Mac Cormack格式、B-L湍流模型及氢/空气两步化学反应模型,计算了双模态冲压发动机燃烧室在不同来流条件和供油规律下的二维燃烧流场。计算结果表明,在相同来流条件下,供油规律对燃烧室的工作模态有着重大影响;在不同来流条件下,可通过调节供油规律,使燃烧室分别实现亚燃模态和超燃模态。