固体推进剂性能计算计算机程序

介绍一种简化的固体推进剂性能计算电子计算机程序。本程序不考虑任何损失,按理想的冻结,平衡流态进行计算,燃烧产物平衡组分的浓度求解采用布林克莱法。该程序能自行处理含有9种以下组元和不多于70种平衡组分的任何固体推进剂。如果需要程序还可以扩充。燃烧压力和出口压力以及外界大气压力可以任意选取。本程序计算一种压力下的二种流态性能,在国产TQ-16或CJ-709机上实施仅需150秒。     

国外三组元液体火箭发动机研制概况分析

本文综述了国外各公司对液氧/烃 液氢三组元发动机的可行性论证情况,简单叙述了目前三组元发动机的研制现状,对三组元发动机的循环方式选择进行了概括总结。     

固体火箭发动机计算机辅助设计程序包

本文分析了作为导弹武器系统 CAD 一个子系统的固体火箭发动机 CAD 的设计目标,描述了软件包的总体结构,介绍了各子模块的功能及设计方法,并用此软件包进行了实例设计.     

火箭发动机基于神经网络非线性辨识的故障检测

应用神经网络方法，提出了一种液体火箭发动机故障实时检测算法。神经网络采用非线性辨识技术贴近发动机的工作过程，并输出包合发动机故障信息的辨识误差信号。若辨识误差变大超过一定阈值，检测逻辑就预报发动机故障。在发动机启动阶段离线训练神经网络，在发动机稳态过程可以采用离线或在线学习算法。实验研究表明神经网络可以成功地应用于大型泵压式液体火箭发动机的故障检测。     

固体发动机喷管延伸锥展开前级间分离的热环境分析

通过FLUENT流场计算软件,采用RNGK k-ε湍流模型,针对带有延伸喷管的多级固体发动机级间热分离的热环境进行了数值分析。研究表明,延伸喷管尾流受到连接筒、前封头、延伸段的阻碍后,其流动特征变化显著,尤其在一级前封头的影响下形成回流,并在喷管内形成激波。计算得到的热环境参数,对发动机的热防护设计具有一定的参考价值。     

喷管扩散段型面对固体发动机性能的影响

通过计算喷管二维两相流和边界层比冲损失,研究了喷管扩散段型面对其性能的影响。研究结果表明：在喷管扩散段长度一定的情况下,膨胀比有一最佳值,超过该值,喷管性能反而下降;在膨胀比一定的情况下,在一定长度范围内喷管越长,其性能越高。从而得出,为使综合性能达到最佳,在一定膨胀比下喷管扩散段长度应取喷管出口直径的1～1．25倍。该结论可供设计人员参考。     

"爱国者PAC-3"型导弹主发动机装药药型反设计

对“爱国者PAC-3”型低空拦截导弹主发动机的装药药型进行了反设计,分析计算了开槽管形装药药型的优点。比较3种典型的开槽管形药型的压强-时间曲线,发现采用5槽大槽深非通透药型具有较好的综合性能,证明了“爱国者PAC-3”主发动机采用这一药型的原因所在。     

RN-FD型固体氡气源的稳定性及应用分析

对测氡仪器进行精确校准是氡测量工作中的重要环节,固体氡气源的稳定性、可靠性在校准中则显得至关重要。本文通过分析RN-FD型固体氡气源对闪烁室K值的稳定性实验结果,认为:RN-FD型固体氡气源标称的浓度值与实际浓度值不一致,标称浓度值只是理论浓度值而不是实际浓度值,需重新刻度才能使用;RN-FD型固体氡气源抽气循环时间不同则浓度不同,但抽气循环时间固定,观测结果比较稳定;对于没有α检查源的台站,RN-FD型固体氡气源可用于氡观测仪器坪区检查。     

一种评定固体推进剂燃烧效率的方法——爆热效率

针对当前理论爆热仅有概念没有计算实例的现象，通过测试不同样品量的推进剂定容爆热并对最佳质量的燃气进行气相色谱实验，分析了最小自由能法计算推进剂燃烧产物的应用界限。研究认为，最小自由能法只能用于计算发动机燃烧室高温下的绝热定压燃烧产物，不适用于计算常温下的爆热产物。提出并明确了推进剂理论定压和定容爆热的计算方法；建立并验证了降温到298K燃烧产物的确定方法。针对当前推进剂燃烧效率大多为定性评判的现象，将爆热效率定义为实际定容爆热与理论定容爆热之比，用来定量表征推进剂的燃烧效率，可以实现用少量推进剂对其燃烧效率进行综合评判，尤其适用于推进剂配方研制阶段。     

大水深火箭发动机尾流场数值模拟

针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。