EPDM的烧蚀模型

作为固体火箭发动机燃烧室壁面绝热层的ＥＰＤＭ是一种炭化型热防护材料,受热时形成炭化层和热解层,在燃气和粒子冲蚀下不断减薄并带走热量,有效地保护燃烧室壁。采用气动热化学烧蚀机理,扩散和化学动力学双控制机制,并计入气流与粒子的侵蚀,建立了ＥＰＤＭ的烧蚀模型;同时将烧蚀与移动边界下的传热相耦合进行烧蚀率预示。根据模型预示的烧蚀率与试验结果吻合很好。     

固体火箭发动机燃烧室中的颗粒轨迹

用气相与颗粒场耦合的轨迹模型法计算了固体火箭发动机燃烧室两相流中的颗粒运动轨迹。结果表明： 颗粒轨迹受颗粒尺寸大小、颗粒初始速度的大小和方向以及气相运动特性等影响。燃烧室中的两相流动是一种非常滞后的非平衡流动。颗粒尺寸越大, 惯性越大, 随流性越差。尺寸相差较大的颗粒可能有完全不同的轨迹。在一定条件下,颗粒会穿过通道的中心线,甚至打到对面壁上并反弹。颗粒会受气相旋涡的影响, 甚至有可能卷入旋涡     

固体火箭发动机材料现状和前景展望

介绍当今导弹和航天用固体火箭发动机主要构件燃烧室绝热壳体和喷管材料应用现状,讨论了该领域金属材料、聚合物基复合材料、碳基和陶瓷基复合材料的技术发展趋势和应用前景。     

旋流与炭黑对聚乙烯固体燃料冲压发动机工作性能的影响

为探究旋流与添加炭黑对聚乙烯推进剂固体燃料冲压发动机工作性能的影响,采用实验和数值仿真相结合的方法进行研究。结果表明:在聚乙烯中加入质量分数为5%的炭黑可以提高补燃室压强和温度,增大燃烧室内高温区面积,且对推进剂燃烧效率、发动机工作性能以及发动机燃烧稳定性具有积极作用。与聚乙烯推进剂相比,含炭黑推进剂在无旋工况下可使发动机平均燃面退移速率提高15%,特征速度提高4%,推力提高11%。在旋流工况下,添加炭黑可使推进剂平均燃面退移速率提高29%,特征速度提高8.5%,发动机推力提高22.3%。结果表明:在添加炭黑和旋流的共同作用下,对发动机工作性能提升更加明显。相比于无旋工况而言,旋流的引入有助于燃气与来流空气的掺混,提高推进剂燃烧效率,对推进剂燃面退移速率提升具有积极作用。     

碳黑对固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性影响

为研究含碳黑推进剂对固体燃料冲压发动机(SFRJ)旋流燃烧特性的影响,以高密度聚乙烯和含碳黑聚乙烯为推进剂,使用直连式实验系统对冲压发动机进行了旋流和无旋工况的实验研究。并根据实验所获的数据进一步计算得到不同工况下SFRJ工作性能参数。结果表明与聚乙烯(PE)固体燃料相比,含5%碳黑的聚乙烯推进剂可以有效提高固体燃料的燃速、特征速度和推力。在旋流工况下,固体燃料冲压发动机补燃室压强和温度也相应提高,燃烧稳定性增强。同时,在对燃烧室构型进行实验研究时发现,固体燃料冲压发动机的燃烧稳定性和燃烧效率会随药柱内径的增大而提高,而发动机平均燃速则会随着药柱内径的增加而降低。     

典型喉衬材料抗过载烧蚀性能的实验研究

为了掌握固体火箭发动机典型喷管喉衬材料的抗过载烧蚀性能,通过地面旋转模拟过载实验系统,开展了20g和30g高横向过载下的三种喉衬材料抗过载烧蚀性能研究。结果表明,在高横向过载下喷管喉衬会出现偏烧蚀现象,即过载区域喉部烧蚀厚度远大于非过载区域;与非过载区域相比,过载区域喉部烧蚀率显著增大,且过载区域喉部烧蚀率随着横向过载的增加而显著增大,20g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到12.43倍,30g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到20.53倍;在高横向过载下,轴编C/C抗过载烧蚀性能最好,无纬布针刺C/C次之,高强石墨最弱。在高过载和非过载下,喉衬材料的烧蚀性能优劣将发生根本变化,在过载下固体发动机喷管设计过程中应该予以重视。     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

水下点火固体火箭发动机两相流流场数值分析

利用FLUENT软件,使用湍流模型和VOF(volume of fluid)模型对水下点火固体火箭发动机的气液两相流场进行数值分析,对点火初期喷管中燃气的流动过程和燃气泡的发展过程进行了仿真,数值模拟了固体火箭发动机尾流场燃气密度、压力和温度的分布规律。研究表明:点火初期,喷管内流场将有一个完整激波建立的过程,除此之后的喷管尾流区域,由于气体受到压力扰动的影响,激波结构被破坏,没有形成连续的膨胀—压缩波;射流过程中燃气泡头部一直保持较大直径,中部燃气通道存在随轴向周期性的膨胀-压缩现象;喷管尾流区,各流动参数出现不同程度的振荡现象:喷管出口燃气密度受外界水的压缩及传质传热的影响,出现峰值后逐渐稳定;喷管出口燃气总压由于受水环境的急剧压缩,在喷管出口附近形成一个高压区;喷管出口燃气温度经三次周期变化后,温度逐渐降至1750K以内。      

中长寿命轮盘应力寿命及可靠性分析方法

针对轮盘榫槽结构理论应力集中系数难确定、采用传统应力寿命法估寿误差大问题, 提出一种改进应力寿命预估法.改进方法包括:提出应力修正系数概念和一种适用于轮盘榫槽结构的理论应力集中系数确定方法, 以及应力比修正方法.一旦确定了试棒的应力修正系数, 改进应力寿命法可采用光滑棒试验数据预估复杂结构寿命, 并考虑应力集中影响.进而建立了基于改进应力寿命法的应力寿命可靠性分析方法, 并对某风扇盘进行了疲劳寿命可靠性分析, 计算概率寿命与试验寿命吻合良好.      

含硼推进剂固冲发动机补燃室响应面优化设计

影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示.首先建立了发动机补燃室内两相湍流燃烧数值模拟模型,然后提出了选用基于正交多项式的响应面方法来解决含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室结构优化问题.这种方法可以减少为得到近似函数式而对补燃室流场进行计算的次数,能比较方便地对固体火箭冲压发动机补燃室各个参数进行优化与分析.