固体火箭发动机点火器的工程设计和流量估算

固体火箭发动机点火器传统工程设计的方法是应用经验公式估算点火药量,点火器结构设计依赖于设计人员的经验.本文依据数值方法给出了通用点火器设计方法,点火器流量估算方法.通过发动机压强上开段的峰值、达到峰值的时间来筛选方案,从而最终设计出点火器.文中还给出了实验结果.依据本文中提出的方法成功地进行了多种发动机的设计,表明工程应用性强.     

固冲组合发动机进气道设计

简要地介绍了固体火箭-冲压组合发动机进气道设计思想,叙述了后置旁侧进气道突扩的特点,由于气流的拐弯、突扩和掺混,进气道总压恢复系数辐度下降。因此过于讲究进气道本身型面设计是完全没有必要的,而尽可能减小外阻却是极为重要的。 固冲组合发动机多用于加速式地空弹,这就需要增加接力点附近的推力,因此应考虑采用超额定工作进气道,增大流量以提高地空弹加速式冲压型发动机和导弹性能。 文中对后置旁侧气道攻角适用范围以及大攻角进气道性能进行了讨论,因为这是组合发动机用于地空弹和反辐射弹需要解决的突出问题,加大组合发动机攻角范围是当前急需解决的技术关键。     

固体火箭发动机内弹道性能预示的一种方法

介绍一种在固体火箭发动机药型及其尺寸一定的条件下,利用发动机静止点火试验结果预示其内弹道性能的方法。利用这一方法,可以计算在概率条件下发动机的内弹道参数及总体参数的散布。     

突扩燃烧室两相流场数值计算

 本文用两相耦合的观点研究相间掺混作用,用拉氏坐标系跟踪液滴群运动,用欧拉坐标系处理气相场,并采用SIMPLE方法求解气相场差分方程。文中给出了不同的气流进口条件及燃油喷射条件的计算结果及理论分析,以及理论计算与实验结果的对比。     

无限插值方法生成三维网格

 本文研究了生成三维网格的无限插值理论,应用它构筑了绕翼身组合体的三维C-O型网格,这是一种代数方法,适用于不同拓扑结构的网格生成,具有程序编写简单、计算时间短的优点。在这种方法生成的网格上进行了二维与三维的数值实验,结果表明,它是一种有效的网格生成方法。     

空天飞机用涡轮风扇-冲压组会发动机的设计研究

本文对分离式涡扇-冲压发动机进行了初步设计研究,讨论了如何选择发动机结构外形,设计参数(包括旁路比、压力比、涡轮前温度和燃料种类)以及涡轮冲压发动机工作方式等。通过计算表示了不同设计参数对发动机性能的影响,还分析了普通进气道对发动机性能的影响。     

变流量喷注器的设计和性能试验

本文介绍一种同轴环形可变截面喷注器,它用于双组元自燃推进剂变推力液体火箭发动机中,采用环形液流撞击-溅击进行组元的混合和雾化.经过万余秒的热试验证明该喷注器与高硅氧酚醛树脂材料的烧蚀推力室具有良好的相容性;推力变比可达5:1;与L=0.5m的燃烧室匹配,高推力下的燃烧室效率可达95%;该喷注器还具有重复起动或脉冲工作的能力.     

固体发动机药柱优化设计

首次利用正交试验优化设计方法对固体发动机三维柱进行了优化设计。计算的结果表明这种方法非常有效。在优化模型中，对药柱的燃面计算采用了通用坐标法。这种处理方法使本文的优化设计更为通用。     

单轴非线性连续疲劳损伤累积模型的研究

首先在连续疲劳损伤理论的基础上,根据疲劳损伤过程中金属材料韧性的变化特点,建立一种新的非线性疲劳损伤累积模型。该模型考虑了疲劳极限、平均应力以及损伤参量与加载参数的不可分离的特点,并且能够反映出加载顺序的影响。然后推导出该疲劳损伤累积模型在多级加载下的递推公式。经３种金属材料的疲劳试验数据验证结果表明,用该模型预测疲劳寿命,其结果令人满意的。     

弹用小型涡喷发动机涡轮部件研制特点

弹用小型涡喷发动机涡轮部件由于小型化和特殊用途,使它具有不同于其它类型涡喷发动机涡轮部件的独特设计要求和研制准则。结合某涡轮部件的设计、生产,详细讨论了其研制特点和设计要求。