双调变推力液体火箭发动机的喷注器结构对燃烧效率及稳定性之影响

针对双调变推力液体火箭发动机研制过程中所使用过的二种不同结构的喷注器 ,在实验的基础上 ,定性地分析了它们对燃烧效率 φc 及稳定性的影响 ,并就双调发动机研制过程中出现的燃烧效率过高及燃烧不稳定现象作了初步探讨。     

基于多光谱法的固体火箭发动机羽焰温度测量

对于固体火箭发动机羽焰温度的测量是困难的,了解其温度分布对于研究发动机内燃烧流场的特性有重要价值.考虑到固体火箭发动机羽焰高温、高压和高速燃烧流场的测试要求,使用哈尔滨工业大学研制的6目标8波长高温计进行了地面搭载试验,成功地实现了对固体火箭发动机羽焰温度的测量,并提出了多光谱测温法的新数据处理方法,即基于BP神经网络预估计固体火箭发动机羽焰的发射率与波长之间函数关系,再由逐步回归法实现真温的自动识别.实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在土100 K以内,说明多光谱法是一种测量固体火箭发动机羽焰温度的可行方法.     

7181端面燃烧固体火箭发动机研制中的主要技术问题

本文介绍了7181端面燃烧固体火箭发动机的性能及结构特点,对端面燃烧方案的选择,发动机的热防护、喷管喉部沉积问题、燃烧面的变化规律及药柱包复、点火问题等主要技术问题及解决的措施进行了分析讨论,有关分析的结果及所采取的技术措施,对端面燃烧药柱及其它药型的固体火箭发动机设计有一定参考价值。     

基于点火药颗粒的固体火箭发动机点火瞬态过程数值研究

为研究固体火箭发动机点火时点火药颗粒在燃烧室内流动与燃烧特性,以N-S方程,k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型+UDF接口进行二次开发编程,对某型固体火箭发动机点火瞬态过程进行数值仿真分析.计算结果表明:发动机点火过程中,点火药颗粒呈链式反应;点火药颗粒在喷入燃烧室后迅速燃烧,有利于推进剂点火,缩短点火延迟时间;点火药颗粒在燃烧室内运动复杂,在发动机内流场中出现压强震荡、局部高温区域和内外通压强差等复杂现象,这些现象随点火药量的不同而变化,对推进剂点火、药柱结构完整性产生较大的影响.      

文氏管对脉冲爆轰火箭发动机工作过程影响实验研究

为了研究文氏管对脉冲爆轰火箭发动机雾化混合和燃烧转爆轰过程的影响,对不安装文氏管和安装3种喉部半径(10 mm,20 mm,30 mm)文氏管的脉冲爆轰火箭发动机进行了实验研究。实验结果表明:安装文氏管时,雾化混合效果更好;如果满足爆轰管内填充系数为1,应该选取喉部尺寸较小的文氏管来改善雾化混合效果;改善雾化混合效果有利于提高发动机的工作频率和爆轰波压力峰值。     

北京航空航天大学“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭飞行试验成功

12月5日下午3点05分，北京航空航天大学宇航学院设计研制的“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭在酒泉卫星发射中心飞行试验获得圆满成功!这是我国首次将以固液混合火箭发动机为动力的探空火箭成功进行发射和回收。而且项目组成员以本科生和研究生为主。     

“中国航空学会2009年火箭推进技术学术会议”征文

"中国航空学会2009年火箭推进技术学术年会"拟于2009年8月上旬在云南昆明召开,会议主题是:组合推进技术。会议正在征文,范围包括:组合推进技术进展,火箭推进技术需求分析,液体火箭发动机技术,航空发动机技术,固体及特种推进剂技术,固体火箭发动机技术,冲压发动机技术,火箭推进领域信息化技术,燃烧、流动与传热仿真技术,火箭推进试验技术。     

端面燃烧固体火箭发动机的热应力及装填方式

本文结合“7181”端面燃烧固体火箭发动机药柱的脱粘问题从理论上阐述了脱粘的原因及热应力的计算方法,在此基础上提出了克服脱粘问题的几种装填方式供有关人员参考。     

一种固体火箭发动机性能可靠度评定方法研究

提出一种以固体火箭发动机在燃烧时的压力峰值和作用时间2个性能指标可靠度为研究对象,对固体火箭发动机性能可靠度的评定方法,并介绍了计算其可靠度的软件。     

航天11所发动机仿真技术取得新突破

近日,由中国航天科技集团公司六院11所自主开发的基于补燃循环液氧煤油发动机通用仿真软件,成功应用于我国多种液体火箭发动机工程研制中,极大地降低了发动机研制成本,实现了发动机系统仿真平台建设的重大突破。据悉,系统仿真是现有液体火箭发动机方案改进、新型发动机方案设计优化的重要手段。新仿真软件提供了具有直观、灵活的图形化建模环境。设计人员在使用此仿真软件时,不必再进行复杂的编程,而仅需通过组件的拖拽、连线等方式,即可完成构建任意复杂的液体火箭发动机系统模型。预计该软件可将原本需要三个月的仿真模型开发周期减至半个月;可节省大量的人力,同时也提高了建模与仿真的准确性,使部分发动机试验得以减少,从而极大地降低了发动机的研制成本。     

考虑燃烧过程的航天器用液体火箭发动机动态特性分析

研究了考虑惯性等因素的集液腔充填过程以及考虑喷雾燃烧的发动机动态特性数学模型的建立,结合发动机的喷雾燃烧过程以及燃烧室的集中参数模型,分析了航天器用双组元(一甲基肼/四氧化二氮)液体火箭发动机推力室的脉冲工作特性、启动特性以及关机特性。     

隔板对燃烧室压力高频自激振荡的抑制作用

隔板在抑制液体火箭发动机高频燃烧不稳定性方面具有重要作用。该文研究隔板对液体火箭发动机中自激高频燃烧不稳定性的抑制作用机理。在初边值条件不施加任何激励的情况下,首先对无隔板的液氧/煤油模型发动机中的气液两相非稳态燃烧过程进行数值模拟,获得的燃烧室压力和流向平均速度与实验结果相符,并得到了燃烧室中的压力自激振荡。研究了隔板对这种压力自激振荡的抑制作用,并分析了压力波随时间的传递与演化过程。结果表明:无隔板燃烧室中发生了高频不稳定燃烧,频谱分析显示其具有1阶横向振型与2阶纵向振型;引入隔板后,燃烧室中的压力振荡减弱,且其横向振型消失,只有2阶纵向振型。结合燃烧室中压力波的传递和演化过程进行分析可知,压力自激振荡源主要出现在头部附近的区域,隔板的加入可以有效抑制压力波的横向传播,并提高激发不稳定燃烧所需的能量,从而抑制燃烧不稳定性的发生。     

对固体火箭发动机点火药量问题的研究

本文通过对影响固体火箭发动机点燃的主要因素的分析、探讨,从而提出了一条新的计算点火药量的公式。本公式综合考虑了药柱形状、主装药和点火的能量、药柱的温度、推进剂的性能、燃烧室自由容积以及燃烧面积等因素的影响。经过对十多种型号的固体火箭发动机的计算,都能得到比较满意的结果。可供设计、试验作参考。作为固体火箭发动机心脏的点火装置,共点火药量的确定,是一个很重要的问题,     

CFD软件在SRM内弹道方面的应用

随着计算流体力学(CFD)的不断发展,利用计算机对火箭发动机燃烧室内气体的流动过程进行数值模拟已经成为固体火箭发动机设计中非常重要的一种研究手段。本文使用通用流体软件对某微型火箭发动机内弹道特性进行了研究,并通过与理论计算所得数值的比较,证明了模拟结果的正确性。     

单室多推力轮孔装药设计方法

该文针对提高火箭密集度及装填密度的要求，设计了双辐条轮孔装药药型。根据装药几何形状，导出了在火箭发动机工作过程中燃烧面积及通道截面积变化规律的计算公式。根据装药工艺及推力方案设计要求，提出了双辐条轮了孔装药设计方法。利用该文提出的装药药型及数学模型进行火箭发动机装药设计，不但能够有效地提高中小型火箭发动机的装填密度，而且还能够根据弹道设计要求，获得多种推力方案。     

活塞航空重油发动机发展现状

 中国的活塞式航空发动机使用的是航空汽油,其活塞航空重油发动机研制目前尚属空白,而研制该类发动机对中国通用航空、军事领域的发展具有重大意义。介绍了国外活塞航空重油发动机的发展现状,列举、对比了4种成熟机型的相关性能参数,阐述了中国在活塞航空重油发动机方面的研究现状。通过借鉴国外的先进技术,分析了中国在研究过程中出现的燃烧效率、控制系统等问题,提出了中国研发活塞航空重油发动机的关键技术难题,为中国通用航空领域的发展提供参考。     

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求,给出安全储存可靠评价,开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲数据准确,一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

装药设计软件的设计与实现

为了配合国营某厂在固体推进剂研制和应用基础技术设计理论方面的提高,对火箭发动机内弹道进行预估仿真计算,应用相关软件技术和基础理论,开发设计了火箭发动机装药设计软件,可利用推进剂的性能参数,进行火箭内弹道的仿真模拟,同时可进行药型设计,预估P-t曲线、预估R-t曲线、计算内弹道参数及点火药量等,为内弹道测试服务,进一步提高了固体推进剂技术的研发水平。     

RBCC发动机亚燃模态热环境分析

针对RBCC（火箭基组合循环）发动机的亚燃模态,通过三维数值模拟计算分析了不同的工况下RBCC发动机中的受热情况,得到热载荷分布。其中一次火箭、小支板尾端、凹腔出口受热最为严重。计算发现一次火箭的流量越大,对流换热系数越大。支板壁喷会产生二氧化碳剪切层,影响燃烧效率,但是会降低热流密度。通过较为系统的热力分析,为RBCC发动机热防护提供一定的设计依据。     

抑制中频不稳定性的固体火箭发动机设计

本文通过固体火箭发动机声振增益和阻尼机理的分析,中频不稳定性影响因素及其抑制的实验研究,在不降低发动机重量比冲和体积比冲的前提下,给出一种喷管和挡药板的合理结构设计,抑制了中频不稳定燃烧现象。其结果对固体火箭发动机的设计有实用意义,是抑制具有轴向振模的中频不稳定性的一种有效方法。