大长径比固体火箭发动机涡声耦合特性数值分析

为研究某型大长径比单室双推固体火箭发动机出现压力/推力振荡的原因,应用大涡模拟和声腔频率数值分析方法,对其涡-声特征场进行数值计算,获得相应声频率、涡脱落频率和压力振荡响应频率,并与试验进行对比分析。结果显示,该发动机发生了声不稳定燃烧,引起其振荡的主要原因为涡声耦合问题,通过改进装药形面后向台阶旋涡输运距离和推进剂燃速,调整涡脱落频率,使其远离声频率,从而消除涡声耦合导致的压力/推力振荡现象,发动机热试试验证明预判方法准确可靠,且改进方案有效消除了发动机压力/推力振荡现象。

无控靶弹发射运动特性与设计分析

针对无控靶弹倾斜式发射工况,首先建立非同时离轨运动数值仿真模型,在一定推力条件下分析不同发射角与弹重等对靶弹离轨速度、时间、角速度的影响。然后进行弹架运动干涉校核,验证滑块、弹体与滑轨间隙设计的合理性,并提出一种弹道修正方案。最后结合某型靶弹实测飞行数据进行对比,结果表明无控靶弹发射离轨运动特性对后续的飞行弹道有较大影响,修正方案可有效提高弹道计算精度。

固体火箭发动机试验故障分析

从工程研制角度出发 ,探讨了分析固体火箭发动机试验失败原因的一般方法和过程。根据某发动机试验故障的具体情况 ,运用这种试验故障分析方法和过程 (即针对试验故障进行故障树分析、设计复审分析、数据曲线的复核复算分析和验证试验 ) ,找出造成发动机试验故障的具体原因 ,确定故障机理 ;而后针对性地采取综合技术措施 ,并对这些措施进行试验验证 。

发动机装药应变测试方法实验研究

介绍了用弓形传感器测试固体发动机模拟器的装药在硫化降温过程中的应变情况，并将结果与理论计算进行了对比。分析表明：实验结果与计算结果和定性分析结果附合良好，虽然在实验过程中温度控制不够严格，两种结果有一定的误差，但当温度达到基本平衡时，两种结果吻合很好。