级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场分析

通过数值方法求解二维轴对称N-S方程,对级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场进行了数值分析。分析表明,展开前,受限尾流使延伸锥、发动机后封头及基础喷管外壁处于严重的热环境中;展开过程中,尾流作用在延伸锥上的气动力变化剧烈。计算结果对发动机的热防护设计及展开机构的驱动力设计提供了依据。     

发动机试车控制软件工程化及质量管理

为提高发动机试车控制软件的可靠性,通过需求分析、概要设计、详细设计、软件测试等步骤实现了软件开发工程化。结合试验控制软件研制和使用特点,对软件质量管理的具体步骤,即从设计评审、测试、验证、文档及技术状态管理等方面对软件开发过程进行监督与管理,实现了软件开发的质量控制,达到了软件设计的透明性、继承性及高可靠性。     

固体火箭发动机长尾喷管烧蚀实验研究

通过研究长尾喷管烧蚀机理,建立了一套模拟长尾喷管烧蚀的实验方法,设计了研究长尾喷管发动机烧蚀性能的实验装置,并进行了正常状态和过载状态下的长尾喷管烧蚀实验,同时获得了烧蚀实验数据及烧蚀形貌。通过建立的数值计算模型,开展了对长尾喷管烧蚀的数值计算研究。将实验结果与数值模拟结果进行了对比分析,两者在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值模拟的有效性。     

固体火箭冲压发动机固定几何喷管设计问题(英文)

针对现有弹用固体火箭冲压发动机普遍采用的固定几何不可调节喷管,基于流量平衡的基本原理,建立了其理论设计及性能评估的数学模型。结合当前中远程空空导弹提出的Ma=2~3.5宽速度范围设计需求,运用所建立设计模型对实例设计方案开展了计算分析。结果表明,现有固定几何喷管本质上是为满足低速正常接力而折中设计出的,在高速巡航时,因扩张比偏小,不仅喷管出口气流速度和冲量小,而且导致燃烧室压强降低,还额外造成进气道结尾正激波总压损失加大,不能将进气道保有的捕获高速来流动能充分发挥出来。原设计方案在Ma=3.5高速巡航时,进气道实际总压恢复性能对比方案中的最大总压恢复性能水平,相对损失幅度高达42.67%,而且冲压发动机推力与其可能达到的最大值对比,相对损失幅度也高达31.8%。因此建议采用喷管调节技术来解决此类问题。     

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。     

固体发动机点火燃气流动与药柱变形耦合过程数值模拟(英文)

采用MpCC I耦合器作为FLUENT和ANSYS的数据交换平台,对带径向翼槽大长径比固体发动机点火过程中的流固耦合现象进行了数值模拟。结果表明,该型发动机点火瞬间燃气流动与药柱变形强烈耦合,药柱变形主要发生在径向翼槽台阶的尖点处,且随点火过程的推进变形加剧;中间翼槽尖点处药柱的变形量比头部翼槽处大,是造成发动机点火故障的主要原因。计算获得了点火压力冲击下药柱的位移及应力场的分布规律,文中的研究结果可为流固耦合技术在固体发动机上的应用奠定一定的基础。     

固体火箭发动机燃烧室凝相颗粒燃烧特性分析

进行了燃烧室收敛段沿径向不同部位的颗粒收集实验,并利用马尔文激光粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对凝相颗粒进行了分析。研究结果表明,在6.8~7.5 MPa下,含铝量17%的HTPB推进剂燃烧产物粒径分布范围在0.27~300μm之间;燃烧室收敛段中心区域凝相颗粒平均粒径比壁面附近区域的小;大多数凝相颗粒为表面光滑、外形规则的实心球体,在燃烧过程中粒径超过40μm的大颗粒易发生开裂破碎等外形变化;在本实验条件下,仍有单质铝存在,铝颗粒的燃烧效率随着压强的升高而增大。     

固液火箭发动机燃烧稳定性试验

针对固液火箭发动机低频非声振荡燃烧问题进行了发动机试验研究。介绍了挤压式过氧化氢(H2O2)-低密度聚乙烯(LDPE)固液火箭发动机试验系统及试验发动机结构特点,并分析了固液火箭发动机不稳定燃烧特点。试验结果表明,通过提高氧化剂供应管路的刚性、改变喷嘴雾化效果,可解决低频振荡燃烧。     

脉冲发动机陶瓷隔板的设计和试验研究

提出了陶瓷隔板及其组件的设计方法,对陶瓷隔板结构进行应力计算,得到了符合工作要求的陶瓷隔板结构形式。对有无刻痕的2个陶瓷隔板进行了耐压和破碎试验,并对试验结果进行了分析。研究表明,采用可切削加工玻璃陶瓷材料设计的等厚度圆拱形隔板具有凸侧耐压高不易破碎、凹侧耐压低易破碎的特点,满足脉冲发动机隔板使用要求。隔板拱顶和隔板与预紧压盖接触边界附近为应力较大区域。有刻痕隔板虽未完全按刻痕破碎,但刻痕减小了隔板碎片形状和尺寸的随机性,有助于形成规则的破口形状。     

变比热对超燃冲压发动机尾喷管设计的影响分析

当气体总温较高时,气体的比热比将不再保持不变,而是温度的函数。由于超燃发动机尾喷管的入口温度很高,因此,在喷管型面设计时应该考虑比热变化对型面产生的影响。给出了基于量热完全气体模型和热完全气体模型的超燃冲压发动机尾喷管设计方法。并比较了比热比不变和比热比随气体温度变化时对喷管型面设计的影响。对量热完全气体的应用限制进行了初步讨论。