固体火箭发动机喷管喉衬应力场的理论预估

本文对固体火箭发动机复合结构喷管石墨喉衬在燃气压力和变温载荷作用下的瞬态应力场,采用有限元法进行了分析、计算.提供了该方法的力学模型与基本方法和算例.计算中考虑了材料的方向性.为了节约计算机内存,整体刚度矩阵(K)采用了变带宽压缩存贮法.为了验证理论计算结果的准确性,还与实验结果进行了对比,两者基本符合.     

复合材料发动机壳体结构分析与优化设计

研究缠绕复合材料发动机壳体在内压载荷作用下，承受强度约束的优化设计方法。对强度约束采用Ｔｓａｉ－Ｗｎ失效准则，使各铺层的强度比Ｒ都临界满足强度准则。从而导出最有利厚度的迭代公式，通过算例表明，本文所提供的方法具有较高的效率，结构重量稳定下降，一般经过１～６次迭代计算即可达到优化设计。     

喷管结构变形过程的仿真

以某型号复合结构喷管为例和有限元法为手段，从系统工程的角度上全面地阐述和分析了火箭发动机工作过程中喷管结构变形的仿真方法及结果分析，仿真结果表明程序合理，具有应用和推广价值。     

三维不可压流动有限元数值模拟

用原始变量带涡量的伽辽金有限元法计算三维定常不可压Ｎ－Ｓ问题，克服了过去由于速度和压力导数不同阶而不得不采用不同阶插值函数的困难。引入牛顿法线化Ｎ－Ｓ方程，使得用有限元离散后的大型代数方程组线性化，用高斯－赛德尔迭代法求解。算例为三维方穴驱动和带潜入锥的固体火箭发动机燃烧室轴对称加质流动。三维方穴驱动的计算结果与文献值相近。     

火箭发动机羽流红外特性计算方法研究

为研究火箭发动机羽流近场的红外辐射特性,建立了羽流红外辐射传输的计算模型,通过在能量方程中引入辐射源项,实现了流场计算与辐射传输的耦合求解。计算中考虑了7种主要燃气组分,分别使用有限体积法和离散坐标法求解羽流流场和辐射传输方程,得到了羽流红外辐射强度在1～15μm范围内随波长变化的曲线及辐射强度在近场内的分布云图,均与文献的计算结果和红外试验热图符合较好。在羽流近场内能够捕捉到流场内各点辐射强度随流场物性变化的情况,表明耦合求解能提高辐射计算精度。     

煤油／空气吸气式脉冲爆震发动机试验研究

在内径50mm的吸气式无阀脉冲爆震发动机模型机上,以煤油为燃料,空气为氧化剂,成功进行了两相脉冲爆震试验。研究了煤油／空气推进剂的点火、起爆过程与特点,发现燃油粒度对PDE的点火-起爆影响至关重要。粒度较小时无论煤油是否加温均可成功生成爆震;而提高燃油温度有利于煤油的快速点火和加速火焰传播速度,但在燃油粒度较大时没有生成爆震。与汽油／空气推进剂相比,煤油／空气PDE起爆难度较大,且点火-起爆时间显著增加;随着频率增加,两者的点火-起爆时间差值逐渐减小。     

超临界压力下航空煤油流动与传热特性试验

本文针对超燃冲压发动机再生冷却系统运行条件,实验研究了大庆RP-3煤油在超临界压力下的流动和传热特性,目的在于研究煤油在各种工况下的流动参数变化以及对流传热规律。煤油通过二级煤油加热/输运系统加热,试验的煤油压力约2.6M～5.0MPa,油温约300～800K。相应的壁面热流密度为10～300kW/m2。通过油温与壁温的同步测量,结合非定常传热分析,获得了超临界压力下、亚/超临界温度范围内煤油的流动和传热物理参量的变化曲线。     

火箭冲压组合循环推进系统掺混参数研究

火箭冲压组合循环(RBCC)推进系统工作过程中,来自冲压管道的空气和火箭发动机的排气流进行混合,混合气体通过一个扩压器,在扩压器中与燃料混合并燃烧。本文基于CFD技术,研究了基准掺混段内的掺混过程,N-S方程的计算结果显示,在掺混段出口,截面气流并不均匀,这将会影响整个RBCC推进系统的性能。在此基础上,本文还研究了掺混段长度和掺混段出口静压对掺混性能的影响。     

RP-3航空煤油三组分替代燃料简化机理验证

利用机理自动简化程序ReaxRed对航空煤油RP-3三组分替代燃料半详细化学反应动力学模型采用两种方案分别进行了简化。方案一采用直接关系图（directed relation graph,DRG）法构建了109组分423步基元反应,方案二在方案一的结果上采用基于误差传播的DRG（directed relation graph based on error propagation,DRGEP）方法和计算奇异摄动（computational singular perturbation,CSP）法构建了84组分271步基元反应。结合点火延迟试验数据对方案二所构建的简化机理进行了验证,并且采用层流火焰速度、温度和重要产物等方面的数值计算结果进行对比分析,结果表明:方案二所构建的简化机理在简化过程中保留一定的计算精度前提下更加经济实用,其中在各种工况下方案二简化机理和半详细机理的点火延迟时间之间的平均误差在6%以内并且它们在火焰传播速度方面平均误差在不超过8%。采用本生灯预混燃烧器为物理模型,以RP-3航空煤油为燃料,进行相应的试验研究来验证方案二的简化机理,结果表明该简化机理数值计算结果与试验数据较吻合。      

固体推进剂碱金属杂质及喷焰后燃效应的参数辨识研究

提出用参数辨识确定推进剂中钾、钠杂质含量以及后燃对喷焰微波衰减影响程度的方法。用辨识的参数预估喷焰微波衰减值与实验所得结果吻合,证明了用辨识技术研究喷焰的微波衰减特性的方法是可行的。