双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀特性研究

针对双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀热防护问题,基于热解动力学和热化学烧蚀理论,建立了芳纶/三元乙丙橡胶(EPDM)变热物性传热烧蚀模型,结合Ⅰ脉冲燃烧室绝热层工作过程的热载荷环境分布特征,开展了Ⅰ脉冲绝热材料与钢壳体一体化传热烧蚀研究,分析了不同脉冲间隔时间、不同脉冲工作时间对绝热层烧蚀特性的影响。研究结果表明:热流作用初期绝热材料表面升温迅速,但温度上升速率和炭化层厚度增长速率随能量扩散不断降低;Ⅱ脉冲工作时,Ⅰ脉冲绝热层烧蚀严重区域与气流剪切力极大值区域对应;不考虑炭化层整体剥落的前提下,脉冲间隔时间越长,Ⅰ脉冲绝热层烧蚀厚度越小,但Ⅰ脉冲燃烧室壳体温度越高,越容易影响发动机结构完整性;脉冲工作时间越长,烧蚀厚度增加速率越小;双脉冲发动机工作时间一定时,Ⅱ脉冲工作时间占比越大,烧蚀厚度越大。炭化层厚度在24 s左右达到最大值。

隔层式双脉冲发动机尾部点火过程流固耦合特性研究

为研究隔层式双脉冲发动机Ⅰ脉冲尾部点火过程对隔层和Ⅱ脉冲药柱结构完整性的影响,以雷诺时均Navier-Stokes方程、k-ωSST湍流模型和固体推进剂热传导方程为基础,基于耦合传热方法建立推进剂点火与燃烧加质模型,同时结合流固耦合方法,详细分析了点火过程中燃气的非定常流动特性以及燃气冲击作用下隔层和Ⅱ脉冲药柱结构的力学特性。计算结果表明,尾部点火药气体喷射入药柱后端内孔和翼槽内形成回流区,导致翼槽侧表面首先点燃,同时迅速产生了二次着火点,加快了火焰传播过程,提高了升压速率;点火过程中燃烧室内初始低温气体被挤压至燃烧室头部,并与高温燃气持续相互作用,引起燃烧室头部压力剧烈振荡;点火冲击过程中,隔层表面压力差距较大,隔层外表面上等效应力最大值为3.7MPa,最大总变形量达10.1mm。

双脉冲发动机对火箭弹增程可行性分析

火箭弹的射程受传统固体火箭发动机技术发展的制约,在高能推进剂技术没有明显改善的情况下,进一步提高火箭弹的射程变得越来越困难。文中首先对影响火箭弹射程的主要因素进行了分析,对采用不同发动机技术在不同射程火箭弹的阻力系数、飞行速度和附加推力等影响因素进行逐一分析,并对采用双脉冲发动机技术的火箭弹增程能力进行仿真分析,仿真结果证明采用双脉冲发动机技术可以有效增加火箭弹的射程。

双脉冲固体火箭发动机脉冲隔离装置设计与试验

为提高固体火箭发动机的能量利用效率,设计了一种以堵板、塞子为主体结构的脉冲隔离装置(PSD),该装置不同于传统的PSD,堵板选材为钨渗铜,塞子选用聚甲醛(POM)、聚己内酰胺(MC)工程塑料,PSD组件以其简单的结构实现了对发动机燃烧室的分隔。通过水压试验,测试了不同材料塞子的爆破压力,对比理论计算的爆破压力值,发现其结果有良好的一致性;POM和MC材料可以承受20MPa以上的压力冲击,并在二脉冲工作时顺利打开,其中,POM的爆破压力为39.8MPa。试验结果证明,PSD在双脉冲固体火箭发动机中可行且具有优良的可靠性。

双脉冲固体火箭发动机燃烧室声腔特性仿真分析与试验研究

相比传统固体发动机,双脉冲固体火箭发动机利用隔舱装置将推进剂装药分段隔离,实现二次启动和间歇推力。因其燃烧室声腔结构复杂,声腔特征长度的定义模糊,导致无法准确计算燃烧室声腔模态频率。为了深入研究发动机声模态特性,避免燃烧室声腔与弹体结构或发动机内流场发生耦合、诱发不稳定燃烧现象,通过仿真分析获得了声腔的固有频率和振型,结合试验结果验证了数值模型的正确性,并首次明确了燃烧室特征长度的提取方法,对圆柱形声腔频率计算公式进行了修正,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机的声腔频率计算模型,提高了发动机声模态分析的效率和精度。

固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火过程流固耦合分析

针对双脉冲固体火箭发动机点火过程,采用流固耦合方法研究了Ⅱ脉冲发动机点火时的流场和装药结构的力学响应,分析了点火燃气、装药及隔层之间的相互流固耦合作用。结果表明:Ⅱ脉冲发动机点火后,燃气使发动机内压强增大,隔层与药柱轴向通道形成先收敛后扩张的形状,对燃气流动和压强分布产生一定影响;Ⅱ脉冲药柱在0.36 ms被局部点燃,在0.93 ms时被全部点燃;Ⅱ脉冲药柱内表面变形先增大后减小,在中间位置和尾端位置呈现一定波动性;在Ⅱ脉冲发动机增压阶段,隔层尾部受力继续增大直至破坏开裂。

某隔舱式双脉冲固体火箭发动机堵膜打开性能研究

为提高隔舱式双脉冲固体火箭发动机金属堵膜设计的可靠性,针某隔舱式双脉冲发动机,采用显式动力学仿真方法就金属堵膜材料及部分结构参数对发动机堵膜打开性能的影响进行了分析研究,并设计了堵膜打开试验装置,分别对铝制圆形翻折边堵膜结构和紫铜制八边形翻折边堵膜结构进行堵膜打开验证试验。计算结果表明:金属堵膜打开时,延伸率较高的紫铜堵膜断裂飞出的极限角度约为铝堵膜的1.7倍,可以更好防止膜片打开过程中的碎片飞出;金属堵膜预制削弱槽深度也会影响其打开性能,预制削弱槽越深,金属堵膜打开压强越低;相对圆形翻折边结构,采用正八边形翻折边的堵膜结构断裂飞出的极限角度更大,约提高14%左右,且结构更加完整。堵膜打开试验结果与仿真结果基本一致。

双脉冲发动机内流场研究

为研究级间孔对双脉冲固体火箭发动机性能影响,文中采用k-ε模型、SIMPLE算法和PISO算法,对带级间孔的双脉冲固体火箭发动机内流场进行了数值模拟。计算分析得级间孔直径与第一燃烧室直径之比(di/D)的合理值为1/3到1/2,以及颗粒相在第一燃烧室内的分布特点与颗粒对级间隔板的冲蚀情况。

双脉冲固体发动机隔板预紧载荷数值分析

针对装配预紧力载荷容易导致双脉冲固体火箭发动机陶瓷隔板破坏的问题,利用ANSYS软件建立了陶瓷隔板组件的平面轴对称有限元模型,分析了陶瓷隔板与其支撑紧固件之间的相互作用。认为陶瓷隔板与紧固件之间接触压力引起的翘曲变形是引起破坏的直接因素,发现等厚度设计形式的陶瓷隔板对预紧载荷的承受能力不足,难以保证其安全装配。计算分析了各结构设计参数对提高陶瓷隔板预紧载荷承受能力的影响,发现修改紧固件结构成效不理想,较合理的方法是优化陶瓷隔板的设计形式,提高其预紧力载荷承载能力的同时兼顾较好的易碎性。

某双脉冲发动机燃烧室两相流场数值分析

某双脉冲固体火箭发动机试验后出现一脉冲绝热层纵向烧蚀不均匀现象,一脉冲前段绝热层出现"凹坑"。为了解其原因,应用数值计算方法,采用FLUENT计算平台,对此发动机燃烧室内两相流场进行了数值模拟。计算结果表明,由于双脉冲发动机级间通道的存在,使得燃气流在一脉冲燃烧室内出现后台阶流动,气流发生分离再附着过程,气流再附着点附近刚好为绝热层烧蚀较为剧烈的部位,同时颗粒相随气流撞击在绝热层壁面位置,也与"凹坑"部位重合。因此,气流再附着过程及颗粒相冲刷过程为影响一脉冲绝热层纵向烧蚀不均匀现象的重要原因。

隔舱式双脉冲发动机金属膜片打开压强研究

根据双脉冲固体火箭发动机的要求,设计一种隔舱金属膜片式的级间隔离装置,装置包括预制缺陷槽的金属膜片和支撑架,利用有限元法对隔舱金属膜片进行数值模拟研究。仿真结果表明在支撑架的作用下,金属膜片的承压能力大幅提高,能够满足Ⅰ脉冲承压要求。在Ⅱ脉冲40 ms建压15 MPa的条件下,厚度t=2 mm、凹槽深度h=1 mm的金属膜片经过8.2 ms打开,打开压强为3.075 MPa,初始裂痕大致沿着预置缺陷槽。通过四组不同建压时间仿真发现,增长建压时间,膜片打开时间变长,打开压强增大0.4 MPa后稳定在3.4 MPa左右;随着凹槽深度的增加,打开压强近似呈线性减小。

双脉冲固体火箭发动机隔塞运动特性

以双脉冲固体火箭发动机隔塞的运动过程为研究对象,搭建了脉冲隔离装置冷气冲击实验平台,获得了隔塞在Ⅰ脉冲燃烧室中的运动规律。采用动态结构嵌套网格方法,对隔塞的运动过程进行了数值模拟,分析了隔塞运动过程中流场结构,揭示了隔塞运动规律的形成机制。研究结果表明:对于单孔隔板,隔塞在燃烧室中沿轴向平稳运动,随着驱动压强的上升,隔塞运动的初始加速度增加,运动速度有所上升;对于多孔隔板,由于隔板级间孔和隔塞对燃烧室内流场结构的干扰,导致多个隔塞在Ⅰ脉冲燃烧室中的运动过程异常复杂,出现转动和翻覆现象;且随着时间的推移,隔塞的运动速度、姿态和位置差异逐渐增大,合理的隔板级间孔设计可以有效避免隔塞在喷管喉部处聚集。

远程防空导弹弹道设计技术研究

远程防空导弹的弹道设计是导弹总体设计的关键。针对远程防空导弹拦截的目标远离发射点的特点,讨论了远程防空导弹作战使命及主要技术途径的实现方案,即双脉冲固体火箭发动机和双高抛弹道结合的优化弹道。对当前中远程防空导弹中使用的弹道实现技术与所给出的方案弹道进行了仿真对比,结果验证了该方案在降低导弹发射质量和提高导弹性能方面的先进性。