推力可控固体火箭发动机应用及发展

介绍了固体火箭发动机推力控制的多种技术方案及可控推力室在姿控，轨控发动机领域中的应用。     

固体火箭发动机瞬态推力复现技术研究

在数学补偿法的基础上，提出固体火箭发动机瞬态推力的数学复现法，并建立了测力系统的动态数学模型，通过实验室小结构系统的输入激励复现试验研究，验证了该方法的正确性，并应用于真应发动机的实验推力曲线分析，复现结果有效可靠。     

固体动能拦截器研究初探

简介了固体动能拦截器的研究意义，用途及构成，分析了国外研究及应用现状，对固体动能拦截器动力控制设备，即三轴稳定的和直接作用力两种推力矢量控制系统方案进行了讨论。     

基于窄角扇束扫描的固体火箭发动机CT图像重建

为实现窄角扇束扫描方式下的CT图像重建,结合窄角扇束扫描方式的特点,对已有的重排算法进行了改进,加入了数据对齐环节,实现了窄角扇束扫描投影数据的同步性。为验证改进的重排算法的有效性,利用窄角扇束工业CT对某型固体火箭发动机进行CT检测,并分别用改进前后的重排算法对获得的投影数据进行重建。结果表明,改进后的重排算法重建的图像能够很好地反映固体火箭发动机的内部结构,对固体火箭发动机的无损探伤和寿命预估具有重要意义。     

大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布分析

采用均匀设计方法设计数值试验,研究大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布特性,利用逐步回归法得到堵盖打开时间、推进剂初焰时间、点火压强峰值及时间4个性能参数与散布影响因素的回归关系式,分析了各项性能散布指标与其主要影响因素的关系。结果表明,堵盖打开时间散布取决于堵盖强度,推进剂初焰时刻散布由其着火临界温度控制,点火瞬态压强峰值时刻散布由推进剂密度和喷喉直径控制,点火压强峰值散布主要受推进剂密度、着火临界温度和喷喉直径的影响;并提出了降低散布的工程措施。     

燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响

固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。     

基于VB的Solid Works夹具标准件的二次开发

介绍了三维实体造型软件Soild Works的二次开发方法,讲述了采用VB开发Soold Works的原理和方法,通过控制和访问Soild Works中的对象,自动生成所需规格的夹具标准件实体的过程.     

固体发动机壳体弹塑性问题的实验应力计算方法

根据弹塑性力学的基本理论,归纳出固体发动机壳体水压试验弹塑性问题的应力计算方法,并针对31Si2MnCrMoVE壳体材料编写了FORTRAN程序.该方法与有限元法的计算结果相比,误差不超过3.3%,验证了该方法的正确性.根据实际测得的3组试验数据,采用该方法计算出的结果和实际相符,进一步证明了其正确性.     

侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响

采用Reynolds应力方程模型及涡耗散燃烧模型,在不同旋转工况下给定相同进气流量,对侧向进气固冲发动机补燃室湍流反应流场进行了数值计算,得到了燃烧产物的平衡组分、燃烧温度和其他热力学参数,并在此基础上计算了补燃室燃烧效率、发动机推力等参数。数值模拟表明,对于侧向进气固体火箭冲压发动机,在空气射流中引入旋转流动,能有效提高补燃室内的燃烧效率,进一步提高发动机性能。燃烧效率随旋流强度呈先增大、后又减小的规律。采用最佳旋流数的旋转进气后,可使发动机推力提高约2.3%。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器及燃气流量调节阀建模及仿真

研究了一种气动式的燃气流量调节阀,并建立了固体火箭冲压发动机燃气发生器和气动式燃气流量调节阀的数学模型及仿真模型,对燃气流量调节阀仿真模型进行了试验验证,动态误差和稳态误差都在5%以内。通过仿真获得了燃气发生器和燃气调节阀的动态响应特性。仿真结果表明,燃气调节系统开环响应速度较慢,并具有很强的非线性。