软隔板双脉冲发动机二级点火延迟试验分析

在进行软隔板双脉冲发动机的试验研究时发现,二级脉冲出现远远超过指标要求的点火延迟.为了改进这种状况,从点火药量和隔板厚度两方面进行试验研究.结果表明单纯增加点火药量使得隔板破裂太快,能量过早地释放;而单纯增加隔板厚度使得隔板不能按预定位置和方式破裂,影响工作性能.最终结合软隔板双脉冲发动机的工作特点,从两方面同时改进,达到了比较合理的点火延迟.

一种特型燃气舵数值模拟分析

介绍了一种由活动体和固定体组成的特型燃气舵。为了解该燃气舵的相关特性及其与普通燃气舵的区别,分别对该特型燃气舵和普通燃气舵进行了数值模拟。根据数值模拟的结果,从流场、热效应、固体颗粒影响及气动性能4个方面进行了分析。与普通燃气舵相比,特型燃气舵具有抗侵蚀能力强、结构质量轻和阻力小等优点,但也有升力小的缺点。

工质温度对二次喷射推力矢量性能的影响

为了研究二次流温度对推力矢量的影响规律,本文基于二次喷射的基本原理,利用计算流体力学(CFD)软件,对不同温度的二次流进行了模拟仿真分析。结果表明,在相同喷射压强和喷射流量下,二次流温度越高,在扩张段影响的范围就越大,但产生的侧向力和温度并不是简单的正变关系。在此分析的基础上,提出了一种合理利用二次流温度的工程方案。

燃烧室压强对小型柔性接头的影响

研究了燃烧室压强对小型柔性接头轴向位移、增强件和弹性件结构强度的影响。采用Mooney-Rivlin材料模型模拟柔性接头中的弹性件,利用ANSYS软件进行仿真计算,并将仿真结果和文献中试验值及经验公式计算值进行比较。结果表明,柔性接头的轴向位移随燃烧室压强的增大而增大,呈分段式线性关系,且在燃烧室压强较小时,仿真值高于试验值,在燃烧室压强较大时,仿真值小于试验值;增强件内外两侧应力较大,中间部位应力较小;弹性件的剪切应力最大值出现在边缘部位;验证了材料模型及其中所选参数的正确性。

基于加速试验方法的复合材料长期寿命预测

将跨尺度失效理论(Micro-Mechanics of Failure,简称"MMF")、加速试验方法(Accelerated Testing Methodology,简称"ATM")和渐进损伤分析(Progressive Damage Analysis,简称"PDA")三种方法相结合,提出了一种可以预测复合材料长期寿命和失效过程的分析方法。对MMF失效准则进行改进,区分了基体拉伸和压缩细观失效模式。建立了MMF/ATM/PDA方法有限元计算流程,并在ABAQUS中使用用户自定义材料(UMAT)实现。通过对不同温度下复合材料纵向和横向单向板的拉伸、压缩试验测得静载和疲劳寿命,得到复合材料MMF/ATM细观临界值。采用MMF/ATM/PDA方法对准各向同性开孔板压缩长期寿命进行了预测,并对破坏过程进行了模拟,分析了纤维和基体的失效过程。试验结果和预测结果吻合良好,验证了方法的合理性。

mN级推力架静态特性及推力测量不确定度分析

为了得到mN级推力架的静态特性,使用砝码对推力架进行静态标定,得到推力架的灵敏度、线性度、滞后性、重复性、分辨率、稳定性。证明电磁反馈力法能用于mN级的推力测量。分析推力测量过程中的影响因素,得到推力测量值的不确定度。确定推力架静态特性是测量不确定度的主要来源。推进剂供给管路带来的零位漂移,使得推力测量值的不确定度增加。

双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂试验研究

为研究双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂和应力分布规律,设计了一种端面软隔板。对隔板作预制刻痕处理,在隔板上形成多个正方形方块。刻痕的宽度及间距取决于发动机参数,隔板破裂时产生碎片不堵住喷管。进行了二脉冲点火器试验、二脉冲点火试验、双脉冲发动机两级点火试验三个阶段的隔板破裂试验,并对双脉冲发动机隔板的受力进行仿真分析。结果表明:设计隔板在发动机工作过程中及时合理破裂,仿真所得隔板破裂位置与试验结果吻合。试验隔板破裂发生在凹腔边缘处和隔板上的圆型刻痕处,在隔板表面施加预制刻痕,隔板破裂形成的碎片基本被排出发动机,且能使隔板破裂更具有规律性。隔板破裂试验研究对隔板设计有重要的意义。

内孔隔板脉冲固体火箭发动机隔板传热分析

采用一维烧蚀模型和二维Ansys简化模型分别对内孔隔板脉冲固体火箭发动机的隔板热载荷进行了传热分析。结果表明,两种模型下隔板内侧温度随时间的变化规律基本一致,即在初期温度变化很小,基本稳定;经过一段时间,温度开始快速爬升;隔板越厚,温度爬升的时间点越靠后,温度爬升的速率越小。不同点在于,同样厚度的隔板,一维烧蚀模型温度爬升的速率比二维Ansys模型要大,即在同样的设计条件下,采用前者的隔板安全厚度要大于后者,可为工程应用提供一定参考。

一种自由装填发动机热匹配失效模式试验方法研究

针对一种自由装填式固体发动机热匹配失效模式进行了试验验证方法的改进研究,通过增加压差传感器,有效减小了传统试验方法测量精度产生的影响,证实了发动机工作过程中包覆套内外压差的存在,有力支撑了热匹配失效模式机理研究结果。

微推力器柱阵列加热室流动和换热特性研究

针对丁烷自增压微推力器,设计了微型圆柱阵列结构加热室,通过数值模拟的方法研究了给定加热功率,不同的加热室入口压力下,微柱阵列排列结构对加热室内丁烷气体的流动和换热特性以及微推力器性能的影响。结果表明,微柱阵列的存在明显的提升了加热室换热特性和推力器性能,微柱阵列引起的加热室压力损失很小。相同的排列密度下,采用错排列结构微柱阵列的推力器整体性能更优。微柱阵列的排列密度越大,微推力器加热室换热特性和性能越好。当微柱阵列采用错排列结构时,排列密度增至一定程度后推力器性能不再提升。

一种自由装填发动机热匹配失效机理研究

为解决某固体发动机试验爆炸问题,通过对自由装填式发动机热匹配失效模式的机理的研究,建立了失效模式的仿真模型,对该机理产生过程、影响因素及变化规律进行仿真分析,并通过地面热试车试验对失效机理和仿真情况进行验证。结果表明:该失效模式分析、仿真、验证合理。

固液混合火箭发动机研究进展

固液火箭发动机因其推进剂能量较高、安全性好、易实现推力调节、可实现多次启停、药柱稳定型好、温度敏感性低、环保性佳和经济性好的特点,十分符合下一代航天平台绿色环保、智能随控、快速响应的发展需求,在探空火箭、亚轨道飞行器、靶标、小型运载火箭、助推器、上面级动力系统、姿轨控动力系统、着陆器和其他许多民用商业航天领域中都具有良好的应用前景。分析了固液火箭发动机的国内外发展现状及发展趋势,对国内外固液火箭发动机相关的典型项目、工程应用和关键技术发展情况进行了回顾和总结,并以此为基础总结固液火箭发动机技术的发展趋势和有待进一步突破的关键技术。

运载火箭发动机喷管变形机构型综合分析研究

为有效缩短箭体长度,增大喷管扩张比,提高发动机比冲,对运载火箭发动机进行了喷管变形机构型综合分析。首先分析了国内外喷管变形机构发展历程,在此基础上系统总结了喷管变形机构的典型应用,并对典型喷管变形机构进行了方案分析,研究了其组成原理和功能设计特点,最后基于机构拓扑图分析方法给出机构构型方案及设计方法。介绍了国内外相关喷管变形机构各构型方案运动原理及设计特点,并综合分析评价了各方案,提出了喷管变形机构技术发展建议,可为运载火箭发动机变形机构设计提供支撑。

国外固体运载火箭主动力系统发展研究

统计了近10年来欧洲、日本、美国的固体运载火箭发射情况,系统分析了这些火箭使用的固体发动机性能参数,梳理了其发展脉络。这些国家和地区固体运载火箭主动力系统低成本的技术思路、模块化的发展方向、自动化的生产条件、完备的寿命评估体系,能够为我国运载火箭固体动力系统现阶段的使用、改进,以及未来的发展、规划提供参考和借鉴。

空射运载火箭固体发动机设计中的若干关键问题

空射运载火箭具有“高效、灵活、快速和廉价”的优点,引起各国的关注。空射运载火箭动力系统通常采用固体、液体、固液组合或冲压发动机等,与其他动力形式相比,固体空射运载火箭具有更“快速”和更“灵活”等优势。但在设计中也面临着诸多关键问题,如结构和重量强约束下设计问题、宽温域环境适应性问题、复杂力学环境适应性问题、高可靠吊挂技术问题和高安全性问题等。首先介绍空射运载火箭的典型动力系统方案,然后重点围绕固体火箭发动机面临的关键问题展开了论述和分析,并探讨解决相关问题的研究方向,最后给出相关建议。

内孔隔板脉冲固体火箭发动机流场分析

为了获得内孔隔板脉冲固体火箭发动机的流场特点,基于该发动机的工作原理,利用商用计算流体动力学软件对第二级脉冲工作时不同时刻的流场进行数值模拟.在纯气相和气固两相条件下,从压强、马赫数和温度三个角度对仿真结果进行分析,总结出了内孔隔板脉冲固体火箭发动机在纯气相和两相时的流场特点.即压强分布相似,马赫数和温度场存在滞后现象,且固体颗粒对喷管扩张段的作用集中在壁面附近,进而对内孔隔板脉冲固体火箭发动机的部件设计提供了参考.

气-粒两相流对燃气舵工作性能的影响

为了研究气-粒两相流对固体火箭发动机燃气舵的影响,基于固体火箭发动机燃气舵的工作特点,在求解二维Navier-Stokes(N-S)方程的基础上,分别对有无颗粒相的流场进行了数值模拟,并且考虑了颗粒直径为1,10μm和30μm,颗粒质量分数为15%,20%和30%,舵偏角为0°,5°,10°及15°的各种组合工况.结果表明,在相同外界条件下,有颗粒相时舵表面的压力要大于无颗粒相时的表面压力,而且这种差别在迎风面和舵片前半部分表现得比较明显;在气动性能方面,有颗粒相时升力和阻力都要比无颗粒相时大,这种差别随颗粒直径的增大而减小,在一定颗粒质量分数范围内,随颗粒质量分数的增加而增大.

固体火箭发动机碳基材料喷管机械侵蚀特性

为研究碳基材料喷管的机械侵蚀特性,基于两相流理论和经验公式,考虑液滴的蒸发与反应,建立了二维轴对称碳基材料喷管机械侵蚀计算模型.针对15-lb BATES发动机喷管进行了机械侵蚀计算,研究了液滴轨迹、机械侵蚀情况的分布规律,以及推进剂中Al质量分数和燃烧室压强对机械侵蚀的影响.结果表明:机械侵蚀率计算最大值为55μm/s,在实验结果范围内.Al/Al2O3混合液滴是机械侵蚀的主要因素,Al液滴由于蒸发氧化而不对壁面造成碰撞.机械侵蚀发生在喷管收敛段,峰值位于喉部上游入口处,喉部和扩张段无机械侵蚀现象.推进剂中Al质量分数增加对机械侵蚀率无显著规律性影响.机械侵蚀率随燃烧室压强的增加呈超线性增长.

固体运载器发动机内弹道设计方法

为研究对固体运载器总体性能提升有利的发动机内弹道设计方法,建立了发动机内弹道计算模型,并选取两个燃面设计参数表征内弹道曲线构型。针对某三级固体运载器进行了仿真分析,分别以发动机冲质比最大及运载器射程最大为目标对发动机的内弹道曲线构型进行优化设计,并对这两种设计方法进行对比研究。研究结果表明,发动机性能最优并不一定会实现运载器总体性能最优,以运载器射程最大为目标,对发动机内弹道曲线构型进行优化设计,可显著提高运载器总体性能。研究成果可应用于固体运载器总体方案初步论证阶段,提升固体运载器的性能水平及方案论证效率,使固体运载器总体设计方案更具时效性和竞争性。