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。     

基于变量化设计技术的整体式固冲发动机一体化设计系统

将变量化设计技术应用到整体式固体火箭冲压发动机一体化方案设计中。利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行有机结合,在VC.NET 2003平台下自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统。该软件包括进气道设计、燃气发生器设计、助推补燃室设计、发动机性能计算和飞行弹道计算,为整体式固体火箭冲压发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。     

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.     

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。     

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。     

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法.选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能.结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围.     

火箭基组合循环动力研究进展

 重复使用是运载器发展的必然途径，火箭基组合循环发动机是可重复运载器动力的重要方向。介绍了国内外典型RBCC发动机方案和关键技术研究现状，分析了RBCC发动机的主要技术特点及应用前景。可以弥补火箭或冲压单一类型发动机功能或者性能的不足，具有火箭大推重比、冲压高比冲的特点，是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特征。结合当前技术水平，灵活运用组合发动机的特点，形成不同的发动机方案，适用不同运载任务要求，是RBCC动力系统研究的重要思路。中国应加快RBCC发动机应用论证和关键技术攻关，形成技术方案，为可重复使用运载器长远发展做出贡献。     

中国液体火箭发动机如何进入21世纪

液体火箭发动机是宇航推进家族的重要成员，将会成为下一个历史时期使有效载荷达到第一宇宙速度的唯一推进手段，是制约航天发展速度的最关键因素。发展运载系统，动力必须先行。中国在21世纪初必须推出能与世界先进国家相当的大型运载火箭。这些火箭不能建立在用原有的发动机增加数量以加大推力的基础上，必须研制单台推力更大、更先进、无污染的新型发动机，同时还需开展火箭航天飞机及其发动机使用的气动塞式喷管的预先研究，以火箭航天飞机为突破口，赶上世界先进水平。     

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。     

基于体烧蚀模型的后效推力预示方法研究

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。     

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。     

基于Pro／E软件进行固体火箭发动机内弹道计算的方法初探

固体火箭发动机内弹道计算给出的推力、质量流量随时间变化的曲线一直是导弹或卫星外弹道设计的计算依据。为适应需求,固体火箭发动机装药的几何形状需要反复调整,复杂的几何形状使内弹道计算成为一项繁琐的工作。本文利用Pro／E软件强大的三维建模能力,通过参数化设计模拟发动机燃烧的全过程,编制简单程序实现发动机零维内弹道计算,为繁琐的计算提供了一条便捷的途径。     

固体火箭发动机磁悬浮试验系统的自适应控制器设计

电磁悬浮技术是一种先进的无接触支撑技术, 其在固体火箭发动机试车架中的应用能够大大提高发动机推力测量的精度.首先介绍了磁悬浮试车架的工作原理及数学模型,然后对自适应PID控制器进行设计并通过基于dSPACE系统的仿真验证了其良好的控制性能.     

单和双燃速固体发动机零维内弹道方程探讨

基于热力学第一定律的一般表达式,推导了单燃速和双燃速固体火箭发动机零维内弹道能量方程,并指出一些有关固体火箭发动机原理的教材中给出的单燃速零维内弹道方程在理论上并不严格一致的两个原因:一是忽略了发动机点火启动过程中燃烧室内的温度变化;二是忽略了因推进剂燃面退移控制系统所做的容积功.在一个算例中,教材中的内弹道方程计算出的点火启动时间比本文方程计算出的时间约长40%,说明不宜忽略点火启动过程中燃烧室内燃气温度的变化.     

固体火箭旋喷洗井器洗井效果分析

为了满足现代高技术战争的需要,提高我军给水部队的快速保障能力,设计出一种新型、高效洗井器.它采用固体火箭发动机作为气体发生器,以射流、振荡和气举等作用为洗井原理,通过洗井前后抽水试验实测数据对固体火箭洗井方法进行了评估.并与空压机洗井、活塞洗井和二氧化碳洗井等多种洗井方法进行了综合比较.试验证明,旋喷式固体火箭洗井器不仅轻便、快捷、高效,而且对丰富洗井理论,提高我军给水保障部队的效率有着重要的现实意义.     

壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算

综合给出了二维超声速进气道特性,并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中,建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法.通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给定空燃比不变.根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的燃气发生器喉道面积变化规律.结果表明,飞行速度/高度对燃气发生器喉道面积调节计划产生相当大的影响;当飞行高度低于设计高度时,高度变化明显改变进气道-发动机匹配工作点,高空低马赫数飞行时,进气道位于严重亚临界工作状态,明显降低了超声速进气道稳定工作范围.     

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.      

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。     

固体火箭发动机装药结构完整性冷增压试验研究

为研究固体火箭发动机(Solid rocket motor, SRM)点火阶段药柱的结构完整性，建立了气/液组合介质冷试车快速建压试验系统。该系统建压速率达300 MPa/s以上，可有效模拟发动机低温点火冲击过程。采用该系统对两台某发动机进行了多次低温冷增压试验，并完成冷增压试验后的热试车试验，获得了装药结构完整性失效边界，并初步验证了冷增压试验系统对某发动机安全工作无影响。