分段式固体发动机技术发展与应用进展

通过对国外分段式固体发动机发展现状、发展规律和技术特点的系统分析,并结合国内分段式固体发动机的技术发展现状,系统梳理了分段式发动机需攻克的大型分段对接、大尺寸柔性喷管设计与制造、压力振动抑制、推力偏差控制等关键技术,最终提出了加大分段式固体助推发动机研究力度以及探索高性能低成本技术途径的发展建议。

分段式固体发动机绝热环对后封头绝热层烧蚀影响分析(英文)

针对某典型分段式固体发动机燃烧室内部绝热环在发动机工作过程中对后封头绝热层的烧蚀影响进行了系统分析,通过数值模拟和已有试验数据证明,分段式固体发动机工作过程中,分段药柱端面绝热环的存在一定程度上加速了燃烧室内部燃气流动的速度,导致燃烧室后封头一定范围内两相流燃气浓度的增加,从而导致后封头烧蚀量的大幅增加。在此基础上,结合改进型分段式固体发动机的数值分析,提出了分段式固体发动机在有效拟制后封头绝热层烧蚀加剧方面的设计措施和建议。

分段式固体发动机颗粒沉积规律研究

开展了分段式固体发动机颗粒沉积规律研究,探究了分段药柱端面限燃层高度对分段式固体发动机熔渣沉积的影响。结果表明,随着限燃层高度的增大,分段式发动机的熔渣沉积量明显增大,计算结果与试验结果吻合较好。分析认为,造成熔渣沉积量增大的主要原因是随着限燃层高度的增大,颗粒通过限燃层后的速度方向与壁面的夹角逐渐增大,限燃层对颗粒的扰动作用明显增大,后段燃烧室的湍流效应明显增强,最终导致颗粒与壁面的碰撞概率明显增大,熔渣沉积量明显上升。

分段式固体发动机壳体连接技术研究概述

结合分段式固体发动机在国内外的技术发展现状,对分段式固体发动机各种分段壳体的几种常见连接结构形式详细阐述,并介绍了分段复合材料壳体的成型方式及连接结构,为我国分段式固体发动机技术的发展和应用提供借鉴。

大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究

通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。

燃烧室对接狭缝设计参数对压强振荡的影响研究

为了获得分段式固体发动机药柱对接部位狭缝宽度对发动机压强振荡的影响规律,针对某典型分段式固体发动机建立了二维轴对称模型。采用大涡模拟(LES)方法,以"突扩比"为重要设计参数,完成了6种不同"突扩比"设计条件下的分段式发动机流场稳定性数值模拟,并分别对其压强-时间曲线进行了FFT分析。结果表明,随着"突扩比"的逐渐增大,燃烧室压强振荡频率基本不变,但压强振荡的幅值总体上呈现下降的趋势。所得分析结果已得到试验的初步验证。

新型大(全)开口棘刺连接复合材料壳体结构设计与研究

针对自由装填或分段式固体火箭发动机复合材料壳体轴向连接高压承载问题,提出了一种新型大(全)开口分段式棘刺连接复合材料壳体设计方案及计算方法,并开展了某大开口棘刺连接复合材料壳体结构设计、仿真分析与试验验证。结果表明,35 MPa下测点实测应变值为1163.9με,对应仿真计算结果为1162.5με;测点1’应变实测值为816.77με,对应仿真计算结果为816.07με,仿真计算与试验结果非常吻合,证明大开口复合材料壳体接头采用棘刺结构实现壳体之间的连接、力的传递是完全可行的,但需注意棘刺连接接头厚度由后向前需逐步变薄过渡变化、棘刺根部应有过渡圆角,以减少应力集中;同时,外层纤维缠绕层间应有碳布补强,以增加刺孔部位的挤压强度与环向强度。

合作共赢

我国推力最大分段式固体火箭发动机试车成功8月2日,由中国航天科技集团四院自主研制的我国直径最大、装药量最大、推力最大的固体火箭发动机——3米2分段大型固体火箭助推发动机地面热试车圆满成功。试验的成功,进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术,标志着中国已经掌握大型固体火箭助推发动机关键技术,也表明我国新一代运载火箭固体助推技术又向前迈进了一大步。