不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究

为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws) Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.      

过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展

总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。     

固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

Internal ballistic simulation of multi-burning-rate solid rocket motor based on parameterized feature CAD model

Internal ballistic simulation (IBS) method of multi-burning-rate solid rocket motor (SRM) was developed based on 3-D burning regression method by parameterized feature CAD model (PFCADM) and lumped parameter, in consideration of time-dependent, erosive-burning-effect from internal ballistic numerical algorithm. By driving multi-parameter CAD model based on PFCADM, the approach is capable of conducting the geometric regression simulation of various grain combinations of complex configurations with different burning rates. Through suitably simplifying the internal ballistic numerical algorithm, the problems of coupling geometric regression simulation of sub-grains of different burning rates and high computational consumption of internal ballistic calculation were solved. One tri-burning-rate grain motor, which had been firing-tested, was used as the validation case of simulation. The results show that, with the 3-D grain regression model and sufficient accurate internal ballistic algorithm, the method realizes IBS of the case in low computational-consumption prediction of its performance within the accuracy of 2% during 1h clock-time. The application of the method provides a practical approach to aid SRM design of multi-burning-rate grain.      

长期贮存条件下固体发动机药柱应力分析

固体火箭发动机在贮存过程中壳体和推进剂共同承担各种复杂随机载荷,这些载荷的作用会引起推进剂装药力学性能的变化,从而直接危及发动机工作的可靠性。论文选用随机温度载荷为计算背景,并以通用有限元软件为平台,建立了固体发动机结构模型,通过仿真得到了发动机药柱在随机温度载荷下的等效应力变化规律。     

基于状态观测器的IMU旋转控制算法研究

本文研究了光纤陀螺罗经系统的精密转位控制技术。通过对无刷直流电机传递函数模型的推导,提出了电流环、速度环和位置环三闭环控制的精密旋转控制方案,采用模糊自整定PID参数的控制算法。利用状态观测器实时估计电机的速度信息,无需速度传感器,不仅节约成本,而且减小了系统体积。应用MATLAB/Simulink搭建了模糊自整定PID控制器和状态观测器的仿真模型,仿真结果表明,该旋转控制系统的稳态误差为5″,响应速度快,没有超调和震荡。     

固体火箭发动机中声场对凝聚相粒子的影响

固体火箭发动机中凝相粒子的空间非均匀分布不但会改变粒子的阻尼效果,还可能对金属粒子的分布式燃烧产生影响,从而显著改变发动机内的增益和阻尼。粒子的空间分布受发动机内部固有的声场压强振荡的影响,进而影响粒子对声振荡的阻尼效果。本文将连续相-离散元（CFD-DEM）耦合模型应用于固体火箭发动机中多物理场作用下的粒子行为研究,实现了声场对粒子行为的影响研究,获得了发动机两相流流动与声场的耦合作用规律。结果表明：CFD-DEM模型可以获得其他模型无法得到的颗粒微观信息包括颗粒与颗粒间的碰撞、颗粒与壁面的碰撞以及颗粒与气相间的相互作用等。另一方面径向声场力会使得凝聚相粒子往发动机燃烧室的中心区域汇聚,并且形成稳定宽度的粒子质量分数高达90%以上的聚焦带,而在壁面区域基本为粒子真空区域,粒子的空间不均匀分布极其显著。轴向声场力（发动机一阶基频声波）作用下颗粒分布在声场波节节点后可以观察到较高浓度粒子区减少,颗粒分布不似无声场作用那样密集,且颗粒相沿轴向的速度分布呈现先增大后减小的变化规律,在节点附近达到峰值。     

舰载导弹固体发动机发射跌落危险性分析

为了研究舰载导弹固体发动机冷弹射点火失败后跌落的安全性问题,采用推进剂的点火增长模型,利用ANSYS/LS-DYNA软件计算发动机垂直跌落过程。结果表明,发动机的尾部、壳体和装药的应力均很大,有产生破坏的风险,推进剂的温升较小,不会发生点火反应,但其应变较大,存在产生大变形破坏的可能性。     

一种改进的感应电机离散化模型

研究了一种基于不同坐标系下的离散化模型。根据电机静止坐标系下的定子方程与转子坐标系下的转子方程,以定子磁链和转子磁链为状态变量,设计离散化矩阵实现磁链信息的估计。混合离散模型的稳定性可由离散域稳定性定理保证,离散模型的极点轨迹存在于稳定区域内,实现了全速度区域内的模型稳定。最后通过系统仿真,验证了离散模型的正确性。     

基于电流包络线线性分区开关磁阻电机初始位置估计

提出一种开关磁阻电机脉冲电流包络线线性三角形模型的初始位置角估计方法。该方法先将电机相电感进行分区,通过比较每相脉冲电流峰值判断出转子初始分区,再将每个分区的脉冲电流峰值包络线线性化组成三角形,利用三角形的数学知识得到各分区脉冲电流峰值与初始位置角之间的数学模型,将实测的脉冲电流峰值代入数学模型计算出转子初始位置角。该方法算法简单,容易实现,并通过试验验证了该算法的正确性和可行性。