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。     

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。     

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。     

双模态冲压发动机导弹的弹道设计及仿真计算

根据固体火箭助推器和双模态冲压发动机的特点,对双模态冲压发动机导弹的飞行弹道进行了设计,建立了弹道计算的数学模型,并进行了弹道仿真计算。结果表明,飞行弹道设计合理,数学模型正确,可以用于导弹的初步设计。     

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.     

单室双推力固体火箭发动机的优化设计

本文采用惩罚函数法(SVMT 调用 BFGS 法)对单室双推力固体火箭发动机进行了最优化设计。设计中以发动机的最小重冲比为目标函数,以战术技术要求、结构强度、工艺限制等为约束条件;设计变量为装药几何及内弹道性能等10个参数。程序在 TO—16机上运行并获得成功。本文提供了相应的算例。     

固体火箭发动机内弹道下降段的不定常二相流动计算

固体火箭发动机装药燃尽后的内弹道下降段对其性能具有重要的作用.本文首先针对采用含铝推进剂的发动机建立其两相流动的理论模型,再用数值方法对其内弹道进行了预估计算,同时还与气相计算模型进行对比.     

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。     

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,     

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.     

多级固体火箭制导方案设计与仿真

高超音速飞行器的发射要求满足多项终端约束条件,多约束条件对于带关机控制的液体火箭发动机来说比较容易实现,对于耗尽关机型固体火箭,需通过能量管理来消耗多余能量,满足约束条件.在待增速度的计算中引入能量管理,通过弹道设计和制导方法来进行终端能量的管理,实现具有工程应用价值的闭路制导,对多级固体火箭制导方案设计问题进行深入的研究.通过数字仿真,综合比较不同制导方案的制导精度,获得最优制导方案,为多约束条件下选择高精度制导方案提供参考.     

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。     

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。     

高低压发射火箭内弹道方程

高低压原理用于发射火箭的试验研究已取得初步成果,但其内弹道理论解法尚在探讨中。本文在若干简化条件下,参考火炮内弹道和火箭发动机原理,将箭、炮结合起来考虑,初步给出了高低压无后座发射火箭的内弹道方程。     

单兵火箭平衡发射系统内弹道数值模拟

为分析单兵火箭平衡发射系统内弹道过程,给出了该系统的结构设计。分时段分析了内弹道过程,运用经典内弹道理论建立了单兵火箭平衡发射系统内弹道过程的数学模型并运用龙格-库塔法进行数值计算。给出了完整的内弹道曲线与分析计算结果,得到燃烧室和低压室内的p-t曲线及弹丸和平衡体的v-t曲线。     

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     

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.     

单兵筒式武器浮动发动机系统内弹道过程数值仿真研究

为研究浮动发动机的内弹道问题,该文对其发射过程进行了建模及计算分析.首先探讨了浮动发射系统的结构设计与工作原理,运用经典内弹道理论建立了发射系统内弹道过程的数学模型,并运用龙格-库塔公式进行数值计算,最后给出某组数值仿真及地面试验的研究结果.试验验证了模型的合理性,为单兵筒式武器浮动发动机发射系统的设计提供了理论指导.     

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.