基于Abaqus的喷管喉衬强度仿真

 应用有限元仿真软件对结构进行强度分析时,要求仿真结果与结构实际情况相符合。在对结构进行建模时,要保证模型简化方式与结构实际情况一致,以减小模型简化对仿真结果造成的影响。喷管喉衬是固体火箭发动机中的重要零件之一,在发动机工作过程中起到压缩燃气的作用,因此对喉衬进行强度仿真十分重要。本文基于Abaqus仿真计算软件,以某固体火箭发动机的喷管喉衬为例,建立喉衬的3种有限元简化模型,分别进行有限元强度计算,并对仿真结果进行对比讨论。结果表明不同的简化模型可能会对仿真结果造成重大影响。因此,在采用有限元仿真分析时,应针对具体情况进行分析,以保证计算结果的精准度。     

液体火箭发动机羽烟三维紫外辐射仿真研究

针对液体火箭发动机羽烟紫外辐射的空间分布问题,建立三维数值计算模型.该模型采用标准κ-ε湍流模型和PDF模型仿真羽烟流场的状态参数,根据HITRAN数据库计算流场内吸收系数分布,并利用离散坐标法求解辐射传输方程,计算三维空间的紫外辐射分布.测试结果表明:三维紫外辐射模型的计算结果与实验数据一致,能够反应不同视角下液体火箭发动机羽烟紫外辐射强度的空间变化.     

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。     

航空发动机控制系统集成仿真平台

针对航空发动机控制系统仿真模型难以建立,仿真集成度不高,仿真功能不易用的问题,搭建航空发动机控制系统集成仿真平台.仿真框架遵循MVC(Model View Controller)设计模式分为模型层、数据库层和应用层.以Simulink为模型层的基础,结合AMESim和VC建立控制系统的联合仿真模型.以ActiveX自动化技术为基础,使用VB软件实现该仿真平台.以某型航空发动加速过程为例,建立联合仿真模型,完成仿真优化案例,验证仿真平台.仿真过程表明该仿真框架降低了建模难度,模型可扩充性好,仿真平台可以应用于航空发动机控制系统的集成仿真和工程应用.     

发动机综合性能仿真系统

应用计算机仿真技术,研究了发动机的稳态性能和动态性能。在发动机耗能装置二元模型基础上,构建了发动机测功器试验系统模型,在试验台上利用测功器模拟汽车的道路阻力和空气阻力,利用惯性飞轮组的转动惯量模拟汽车的惯性阻力。设计开发了发动机性能仿真软件,该软件可对由试验台或模拟计算得到的发动机工况数据进行曲线拟合、性能仿真及特性曲线绘制。仿真结果表明,该软件可以准确地仿真发动机的稳态性能和动态性能。     

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。     

某型涡轴发动机转速伺服系统建模仿真研究

针对某型涡轴发动机燃油调节器的工作特点,对其中的重要部件——转速伺服系统进行了建模仿真研究。通过对其结构及工作原理的深入分析,得出其动、静态条件下具体的数学模型。为验证模型的正确性,在AMESim软件中搭建了转速伺服系统组件的模型;并对其进行了仿真验证。仿真结果表明,转速伺服活塞可以很好地随着顶杆位移的变化而变化,和喷嘴挡板的流通面积基本一致,满足了系统性能要求指标,对涡轴发动机的设计具有实用价值。     

N2O4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响研究

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮（N2O4）推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其它组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N2O4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N2O4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

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。     

基于AMESim的农用发动机冷却散热器仿真分析与优化设计

以典型农用发动机冷却系统为研究对象,开展了基于AMESim仿真软件的建模、仿真分析与核心部件优化设计研究。在对发动机冷却系统基本结构及工作原理的分析基础上,应用AMESim软件中的冷却系统库、热力库、热液压库及信号控制库建立了发动机冷却系统的一维仿真模型。首先通过仿真计算分析发动机冷却系统中散热器的工作性能,并通过仿真值与试验值的对比,证实了所建立的AMESim仿真模型的可靠性,为冷却系统关键部件优化设计提供了模型与技术支持。然后,进行冷却系统散热器有效正面积优化设计的仿真研究,结果表明,发动机冷却系统对散热器的宽度更敏感,合理增大散热器有效正面积可以提高冷却系统对发动机的冷却效果。     

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。     

二甲醚发动机电控系统的设计

针对二甲醚发动机 PRVI燃料喷射系统设计的电子控制系统 ,必须对二甲醚发动机的多个参数进行电子控制。该电控单元主要包括传感器处理电路、单片机系统电路和功率驱动电路。在系统中采用了模块化电路设计 ,同时从硬件、软件方面综合考虑了抗干扰性。采用仿真软件对电控单元硬件电路和软件进行了仿真 ,从而提高了设计效率并降低了开发成本     

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。     

航空发动机燃烧室两相湍流燃烧建模与仿真

航空发动机燃烧室具有内部结构复杂、燃烧组织多样、物理化学过程多变的特点。数值仿真技术的工程应用可有效缩短燃烧室的研制周期，减少试验数量和设计风险，备受研究人员重视。该文依据航空发动机燃烧室工程应用仿真需求，通过分析燃烧室典型仿真的特点和难点设计了一套数据结构合理、流程架构可拓展性高的软件框架，针对性开发集成了10类具备高精度优势的雾化、蒸发和湍流燃烧模型，研制出一套具有完全自主知识产权、可高效运行于现代主流高性能计算机之上的并行自适应非结构网格的燃烧室两相湍流燃烧数值仿真软件。典型工程全环主燃烧室和加力燃烧室上亿网格规模算例和工况的测试结果表明：燃烧数值仿真软件的两相湍流燃烧耦合仿真功能、精度和并行效率基本满足航空发动机燃烧室工程实用要求。     

柴油机高压共轨供油系统硬件在环仿真的设计

在对柴油机高压共轨电控供油系统进行分析的基础上，设计了硬件在环仿真系统．仿真系统的设计包括方案设计、硬件设计、软件设计、通信系统设计、发动机仿真模型的建立等．由于采用了CAN通信协议，系统的输入和输出全部可从PC机上得出，在减少设计成本的同时，提高了系统的灵活性．柴油机高压共轨电控供油系统的开发过程表明，运用硬件在环仿真系统进行硬件和软件的开发和测试，节约了开发成本，缩短了开发周期．     

液体火箭发动机羽焰UV-VIS光谱的实时采集及分析

根据光谱与发动机工况及故障之间的关系,研究发动机的故障检测和诊断技术.采用光纤光谱仪搭建一套羽焰光谱实时采集系统,实现液体火箭发动机羽焰UV-VIS光谱的现场实时采集.多次地面发动机搭载试验验证了该系统的可行性,并获取了发动机羽焰UV-VIS波段光谱数据.通过分析光谱数据,检测出Fe等相关金属元素的原子特征辐射光谱.初步获得了发动机工况与羽焰特定波段光谱辐射强度之间的变化规律,进一步论证了光谱技术用于液体火箭发动机故障检测的可行性.     

液体火箭推进系统故障过程建模与仿真研究

为克服由于试验或飞行数据不足而无法获取系统足够故障模式的问题 ,开展了液体火箭推进系统故障过程建模与计算机仿真研究工作。结合具体的模型系统 ,研究了各组件统一的故障描述方法 ,形成了表征系统故障过程的方程组。针对故障方程组的超强刚性和非线性特性问题 ,研究了解决该问题的数学方法。给出了系统故障过程的具体仿真实例以及与实际试车结果的对比分析 ,结果表明所建模型和数值求解方法对于研究液体火箭推进系统的故障过程是合理和有效的     

固体火箭发动机柔性喷管有限元建模及摆动分析

研究了固态火箭发动机柔性喷管有限元建模及摆动分析方法。利用基于自定义三向弹簧单元的柔性接头线性等效模型,建立了发动机柔性喷管有限元模型。根据试验数据对柔性接头模型进行修正,并对发动机柔性喷管进行了摆动分析。     

喉栓发动机压强响应速率影响因素分析

 为研究喉栓式固体火箭发动机喉栓运动过程中影响压强响应速率的因素,利用CFD软件建立二维模型,对压强调节过程进行仿真研究。分析了驱动系统牵引力、密封圈摩擦系数、推进剂主要性能参数以及喉栓头部几何构型对压强响应速率的影响。结果发现,驱动系统牵引力和推进剂压强指数以及喉栓头部半锥角对压强响应速率影响较大,高压下降低摩擦系数能够明显降低摩擦力提高压强响应速率,推进剂燃温对压强响应速率影响不大。     

液体火箭发动机自然循环回路预冷非稳态数学模型

针对液体火箭发动机自然循环回路预冷过程中的非稳态流动与传热问题,构建了一组涵盖主要传热工况的管壁与低温流体间的传热模型,耦合了循环回路的释热方程和低温流体间的流动传热方程,并采用二分法迭代求解自然循环回路预冷过程中的非稳态循环流量,建立了液体火箭发动机自然循环回路预冷的一维非稳态均相流动数学模型.与已有传热模型相比,在膜态沸腾阶段引入了反环状流膜态沸腾模型和弥散流膜态沸腾模型,保证了膜态沸腾从全液相到全气相过渡过程中物理意义上的逻辑自洽性,并以输送管为例,验证了液体火箭发动机自然循环回路预冷模型的有效性.