翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室声场分析

燃烧室的声场特性分析是固体火箭发动机声不稳定研究的一个重要组成部分,建 立了复杂装药结构固体火箭发动机的燃烧室声场特性的计算模型,推导了小振幅三维波动方 程,采用有限元法进行仿真,得到了有喷管潜入段和无喷管潜入段的翼柱型装药结构空腔的 声振频率、振型和小扰动时的频率响应特性,分析表明,小扰动出现在声腔不同位置时,声 压响应均出现在声腔固有频率段上,但是声压幅值有较大差异,喷管潜入段的空腔对基频有 强阻尼作用。     

某双脉冲发动机压力振荡产生机理及抑制方法分析

以某双脉冲发动机二脉冲工作时出现的压力振荡现象为研究对象,建立燃烧室内的声腔和流动模型,采用有限元和大涡模拟算法及声涡耦合机理对压力振荡出现的原因进行了研究,并对采用扰流环抑制压力振荡的原理进行了分析。研究结果表明:该发动机二脉冲工作时出现的压力振荡由声涡耦合引起,在发动机中增加扰流环结构可提高发动机工作初期的漩涡脱落频率,使该频率远离发动机燃烧室声腔的轴向一阶声频,从而抑制压力振荡的发生。     

固体火箭发动机内弹道下降段的计算

精确预测固体火箭发动机的后效冲量对导弹和发动机性能预测来说都是很重要的。本文用特征线法考虑了燃气参数沿燃烧室长度上的变化,计算了固体火箭发动机内弹道的下降段,给出了下降段中燃气参数沿燃烧室长度上和随时间的变化,比较了特征线法和等熵模型的计算结果。     

某型固体火箭发动机不稳定燃烧仿真分析与试验

针对某型大长径比固体火箭发动机研制过程中,发动机地面试验出现不稳定燃烧的现象,结合声腔频率分析方法和地面试验过程中增加脉冲触发,对其产生不稳定燃烧的频率范围进行了分析,通过优化发动机型腔结构改变发动机固有声腔频率,消除了不稳定燃烧现象,优化后的发动机通过地面试验增加脉冲触发进行验证。结果表明,所采用的声腔频率分析方法、优化改进措施及脉冲触发验证方法有效。     

推进剂粘弹性对固体火箭飞行模态特性的影响

常规固体火箭振动模态特性分析中不考虑推进剂粘弹性的影响,实际上在飞行过程中推进剂的粘弹性会使固体火箭呈现复杂、变化的模态特性。飞行过程中,一旦结构的某阶模态与燃烧室声腔发生耦合振动,就有可能诱发燃烧不稳定,因此有必要掌握全箭实时模态参数。针对粘弹性推进剂使得火箭飞行过程实时模态参数难以预测的问题,提出了一种数值仿真模型修正方法,以空、满载固体火箭地面模态试验结果与仿真结果进行对比,证明了方法的准确性。对空、满载火箭模态参数进行对比还可以发现,当推进剂厚度随着燃烧逐渐变薄,全箭在弯曲振动中,发动机壳体的截面变形逐渐增大;发动机呼吸振动幅值也随之变大。在已知燃面退移量的前提下,可准确预示全箭在飞行过程中的实时模态参数,极大提升了固体火箭在飞行过程中的振动问题的分析及排查能力。     

特种结构固体火箭发动机燃烧室随机振动疲劳分析

随机振动下固体火箭发动机的疲劳破坏分析与疲劳寿命准确预测一直是困扰固体发动机设计的难题。通过模态分析、随机振动分析和基于高斯分布的三区间法、Miner疲劳累积损伤理论进行的疲劳计算，仿真分析了一种特种结构固体发动机燃烧室经过随机振动试验后的疲劳破坏规律及影响因素。结果表明，发动机燃烧室在经历径向随机振动激励时，结构响应最大，最大等效应力位于与燃烧室壳体交界附近的装药杯支撑杆上，是发动机燃烧室的最薄弱处;发动机燃烧室存在90、294、411 Hz三个共振频率，设计时要注意避开。极限随机振动试验表明，振动60 s时，燃烧室未发生疲劳破坏，而振动15 min发生了疲劳破坏，这与仿真的结果是吻合的，验证了数值振动模型和疲劳破坏计算方法的有效性，可为预测固体火箭发动机的疲劳破坏和疲劳寿命提供参考和指导。     

某双脉冲发动机燃烧室两相流场数值分析

某双脉冲固体火箭发动机试验后出现一脉冲绝热层纵向烧蚀不均匀现象,一脉冲前段绝热层出现“凹坑”.为了解其原因,应用数值计算方法,采用FLUENT计算平台,对此发动机燃烧室内两相流场进行了数值模拟.计算结果表明,由于双脉冲发动机级间通道的存在,使得燃气流在一脉冲燃烧室内出现后台阶流动,气流发生分离再附着过程,气流再附着点附...     

双脉冲发动机快速建压过程中轴向隔层变形

为获得轴向隔层式双脉冲发动机在Ⅰ脉冲燃烧室点火建压过程中Ⅱ脉冲药柱和隔层的变形情况,建立了隔层和药柱的二维轴对称有限元模型,进行了有限元计算及外推分析。计算结果表明,对Ⅱ脉冲药柱长度较长的端面燃烧药型的双脉冲发动机,轴向隔层在I脉冲燃烧室快速建压过程中的变形较大。设计并进行了I脉冲燃烧室快速充压试验。试验结果表明,在I脉冲燃烧室快速充压过程中,轴向隔层变形较大,变形量与有限元计算结果以及外推结果吻合较好。     

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.     

翼柱型药柱固体火箭发动机不稳定燃烧研究

列举了3种高装填、大长径比、翼柱型药柱、复合推进剂固体火箭发动机不稳定燃烧的现象,对其不稳定燃烧现象进行了频谱分析,将3种不稳定燃烧定位为中频、纵向声不稳定。分析认为,不稳定燃烧取决于发动机的设计固有频率及发动机燃烧室内部声能的各种增益和衰减之间的消长关系。抑制不稳定燃烧的有效途径是改变声腔的固有频率和减少声能增益、增大声能损耗。通过采取修改药柱结构以改变燃烧室声腔的固有频率和增大喷管阻尼的措施,使发生的不稳定现象得到了很好的抑制,可为同类发动机研制提供借鉴。     

长时间工作固体火箭发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究长时间工作固体火箭发动机燃烧室的热防护性能,运用三方程烧蚀模型和运动边界显示差分格式,对长时间固体火箭发动机内绝热层烧蚀及温度场进行了耦合计算.计算得到了化学烧蚀率、扩散烧蚀率、燃烧室内壁温度等参数.计算结果表明,所研究的长时间工作发动机燃烧室烧蚀由扩散过程控制.此外,在求解烧蚀子程序时,提出了一种简便有效的赋...     

固体火箭发动机技术发展综述

火箭发动机的研制始终是推进航天技术和探索未知空间的重要支柱,固体火箭发动机以成本低、可靠性高等特点,常被选作推进系统,针对航天工程中火箭运载、在轨维修和精确制导等技术的需求,重点梳理了多年来美国、俄国、日本、欧洲和中国固体火箭发动机的研究进展与成果。以火箭运载和精确制导为临界点,将固体火箭发动机进行大小型区分,基于整体式和分段式的特点,列表对比了大型固体火箭发动机的长度、直径、推力等重要技术参数。沿着时间的发展主线,概述了小型单/双脉冲固体火箭发动机的工作原理、结构参数、飞行测试结果等。通过对比国内外的研究成果,揭示了国内固体火箭发动机发展的技术差距,提出了固体火箭发动机发展的关键技术。     

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5％;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N.     

基于变分模态分解的燃烧室热声振荡衰减系数辨识

利用发动机燃烧室稳定燃烧阶段的压力振荡信号,提取热声谐振模态频率及其幅值,并建立不同复杂程度热声振荡理论模型辨识获取各模态衰减系数,是当前试验评估燃烧室燃烧稳定性裕度的一种重要手段。建立了二阶随机振子热声振荡理论模型,采用基于最大峭度准则的变分模态分解算法提取压力振荡信号的热声谐振模态,开展了模态提取算法和时/频域辨识方法验证,并将其应用于某针栓式气氧/乙醇模型发动机燃烧稳定性裕度评估分析。结果表明：与传统的带通滤波算法相比,峭度最大变分模态算法有效提高了热声谐振模态的提取精度和使用便捷性。     

推力中止过程一维不定常气相流动数值计算

准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程，对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型，考虑了传热、摩擦、燃面变化，燃烧室长径比、通喉比等因素，计算了推力中止过程内弹道，给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。     

固体火箭发动机动力分析方法

介绍国外固体火箭发动机动力特性分析常用的几种计算方法,包括实模态分析方法、复模态分析方法、振动响应分析方法,并以实例计算给出固体发动机动力分析的全过程。     

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。     

含铝复合推进剂分布燃烧数值模拟

为研究发动机内含铝复合推进剂以及铝的燃烧,基于FLUENT软件,应用EDC模型和颗粒表面反应模型,建立了固体火箭发动机内流场两相流分布燃烧模型,对AP/HTPB/Al复合推进剂固体火箭发动机内流场进行了数值计算。计算结果表明,与表面燃烧相比,铝的燃烧导致发动机内出现了延长的燃烧区域,铝燃烧贯穿整个发动机燃烧室,形成分布燃烧;延长的燃烧区域导致发动机内流场分布不均匀,燃烧室是非等温的,温度由燃面附近的2600 K增长到3600 K,燃烧室核心区域温度约为3200 K;铝燃烧消耗的同时生成其他产物,也导致燃烧室内燃气组分和密度的分布不均匀;铝的燃烧是一个复杂的物理化学过程,对发动机内流场有着重要影响,颗粒相始终贯穿整个发动机,最终从喷管喷出。     

飞行过载对固体火箭发动机不稳定燃烧的影响

针对某固体发动机飞行试验中出现的压强振荡现象,开展压强振荡特性分析、机理分析及声模态数值仿真,提出该非线性不稳定燃烧故障的两种可能的触发模式。通过建立脉冲激励试验方法及火箭橇过载模拟试验方法对故障发动机开展试验研究,并验证了导弹飞行过载是引起发动机不稳定燃烧的最主要原因。     

残余限燃环对大型分段式固体火箭发动机凝相沉积的影响

采用Euler-Lagrangian方法描述固体火箭发动机两相流动过程,数值分析了某大型分段式固体火箭发动机地面试车后在后段燃烧室筒段出现大量的Al2 O3凝相颗粒沉积现象,计算过程中考虑了气相湍流脉动对凝相颗粒的影响,并通过缩比分段式固体火箭发动机地面粒子沉积试验对计算结果进行验证,数值计算与试验结果基本吻合.二者结...