基于体烧蚀模型的后效推力预示方法

为了获得固体火箭发动机的高空后效推力,提出了基于气相环境双区体烧蚀模型。考虑粒子侵蚀热效应,将发动机熄火后燃烧室的瞬时压强和温度与绝热层烧蚀放气量进行耦合迭代的后效推力预示方法。根据某固体火箭发动机燃烧室绝热层的结构布局和工作参数,计算得到绝热层的碳化烧蚀率、烧蚀质量损失速率、温度场分布、炭化层孔隙结构和发动机高空后效推力,后效推力曲线与发动机遥测数据包线上限吻合,验证了预示方法的可行性。     

有控火箭燃气发生器壳体瞬态温度场分析

目的　对用于有控火箭飞行方向控制动力的燃气发生器壳体进行非线性瞬态温度场有限元分析; 方法　用有限元法模拟热试验的实际热负荷历程时,考虑燃烧室圆筒段内壁含绝热层和不含绝热层但内壁加厚两种不同试验样机的结构特点,同时考虑结构材料热传导、热容等的温度非线性特点; 结果　给出了燃气发生器燃烧室壳壁的瞬态温度场数值计算结果; 结论　数值计算结果表明两种结构模式都具有足够的热安全性,计算预示的结构特征点温度值与试验所测结果基本相符;     

压力指数对固体火箭发动机推力调节影响分析

结合固体火箭变推力发动机的结构特点,介绍了喉栓式变推力发动机的调节机理,完成发动机结构及数学模型的建立。并且对影响发动机调节的主要因素压力指数进行了详细分析。通过对正压力指数推进剂、负压力指数推进剂进行了分析计算和对比,获得推力调节对推进剂压力指数的要求及研究方向,对固体变推力发动机的进一步深化研究起到指导作用。     

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。     

芳砜纶浆粕在硅橡胶耐烧蚀绝热材料中的应用

以预处理后的国产芳砜纶浆粕纤维（PSA）浆粕作为主要耐烧蚀和增强填料,制备了硅橡胶绝热材料。研究了PSA浆粕纤维含量对硅橡胶绝热材料的分散效果、抗拉强度、断裂伸长率、线烧蚀率、密度和硬度等性能的影响。实验结果表明,芳砜纶浆粕的预处理可以提高其在绝热层基体中的分散和与基体的界面结合;当处理后PSA浆粕纤维用量不大于15份（苯基硅橡胶100份）时,随浆粕用量的增加,硅橡胶绝热材料断裂强度增大,断裂伸长率减小,复合材料的线烧蚀率随着PSA浆粕用量的增加而降低;添加PSA浆粕的硅橡胶绝热材料具有较好的耐烧蚀性,可应用在固体火箭发动机或者冲压发动机中。     

考虑沉积反应的绝热层多孔介质体烧蚀模型

基于炭化层结构是存在致密层的非均匀多孔结构这一试验现象,建立了考虑沉积反应的多孔介质体烧蚀模型。重点突出了导致致密层形成的沉积反应的计算方法,以及和氧化反应共同作用对孔隙结构的影响,和对烧蚀率的影响。对烧蚀发动机三元乙丙绝热层烧蚀试验开展了数值计算验证,烧蚀率和孔隙结构分布均吻合较好。     

载荷识别技术在火箭推力偏心测试中的应用

目的 研究将载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,用载荷识别方法提高推力偏心测试精度。方法 推导火箭发动机推力载荷识别的基本关系式,对推力偏心测试装置进行动态特性测试,获取其动态传递函数矩阵,用推力偏心测试得到的响应数据反求火箭发动机推力载荷。结果 获得了某火箭发动机的推力偏心角数据。结论 载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,方法简便,数据处理可靠。     

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,     

用高精度迎风格式模拟潜入式喷管流场

为了研究固体火箭发动机潜入式喷管内部工质的流动特性 ,首先采用改进的 L U-SGS方法和高精度、高分辨率的 MUSCL TVD格式数值模拟了 JPL美国喷气推进实验室喷管 ,数值模拟结果和实验结果吻合得很好。证明了这种方法可以准确地捕捉到流场中可能出现的各种复杂流动。用同样的数值计算方法模拟了固体火箭发动机潜入式喷管 3个时刻的准三维流场 ,对复杂的计算区域做了分区处理 ,为复杂的边界条件做了简化处理模型。分析了燃烧室潜入段处涡的形成和发展过程以及入口湍流度对喷管的气动参数的影响 ,为设计高性能的固体火箭发动机提供了有益的帮助     

影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测试系统对装药初温,喷喉误差,喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验研究。研究结果表明：装药初温,喷喉形状尺寸误差,多喷管安装误差,喷管内型面缺陷等都对推力偏心有较大影响,获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有参考价值的试验结果。     

考虑炭化绝热材料膨胀现象的体烧蚀模型

针对炭化层厚度大于绝热材料损耗厚度的实验现象,建立了考虑膨胀现象的双区体烧蚀模型。认为膨胀是在热解过程中产生的,且炭化层的生成速率是基体推移速率的2倍。在每一个时间步长根据当地温度与绝热材料热解温度的关系判断炭化层与基体的交界面位置,进行网格重新划分及数据交换耦合计算。结果表明,利用双区体烧蚀模型计算得到的烧蚀率和炭化层孔隙结构与烧蚀实验发动机实验结果相吻合,证明了文中模型能够基本反映EPDM类绝热材料的烧蚀特性。     

固体火箭发动机撞击点火数值模拟计算

装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系.     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程装药结构完整性分析

以某防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,为全面分析导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷,采用基于三维黏弹性有限元法,对发动机点火出筒过程应力-应变场进行了数值计算. 结果表明,内压载荷、轴向过载及角加速度过载是影响装药结构安全的主要载荷因素,装药的凸台后端面是危险部位,悬臂段的轴向过度伸长可能造成通道阻塞现象,可引发内压剧升甚至壳体破坏的危险. 提出改进装药工装,防止微裂纹的出现;设置有效的装药悬臂段固定支撑机构;优化发动机燃气通道燃通比等方法优化发动机结构.      

固体装药人工脱粘层前缘界面脱粘分析

基于某固体火箭发动机装药结构的人工脱粘结构,分别对壳体、绝热层、衬层和药柱进行结构化网格划分。在固化降温过程中,对装药结构尤其是头部人工脱粘层前缘部位分别进行线性结构分析和考虑到边界非线性的接触分析。通过对两种结果的比较,分析边界非线性的引入对前缘应力应变的影响;然后通过头部人工脱粘部位界面之间的接触正应力,对人工脱粘前缘部位进行脱粘分析。相比线性分析,边界非线性的考虑使得人工脱粘层前缘部位应力应变的数值模拟更加接近真实水平,可以更准确地进行前缘部位的脱粘分析。     

高能固体火箭发动机冲击燃烧特性研究

为研究高能固体火箭发动机冲击燃烧特性,采用火箭撬平台作为加载装置对高能发动机施加冲击载荷,通过调节火箭撬速度获得不同速度下高能发动机的宏观反应特性;采用热力耦合计算模型对试验过程进行仿真,仿真中考虑推进剂在应力作用下温升引起的自热反应热源,通过计算发动机撞击靶板过程中推进剂内温度变化情况,分析推进剂反应的剧烈程度,判断发动机的反应特性,获得发动机的反应机理. 研究表明高能发动机以不低于100 m/s速度撞击靶板推进剂均会发生点火,点火位置位于发动机内孔;随着撞击速度的增加,点火延迟时间减小.     

大长径比自由装填式固体发动机温度载荷响应分析

以某自由装填式发动机为例,采用三维粘弹性有限元方法,获取不同长径比发动机药柱在高温（＋60℃）和低温（-40℃）时的结构响应,探讨不同长径比自由装填式固体火箭发动机药柱在温度载荷作用下的位移、应力和应变场变化规律。研究结果表明,对自由装填式固体火箭发动机长径比对位移场的影响最为显著,长径比分别为14.5和8.0时,发动机药柱的最大轴向位移高温时减小44.1%、低温时减小43.9%。大长径比自由装填式固体火箭发动机重点关注点火具安装及药柱支撑方式设计。     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08Kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3Kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,本课题通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3Kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。