绝热层长度对喉栓发动机径向传热影响研究

针对非同轴喉栓发动机喷管绝热层长度增加后,喉栓内部温度不降反升的现象,建立不同绝热层长度的系列三维喷管模型进行数值仿真计算,得到喉栓的温度分布和周围燃气的压强、速度、温度分布。通过对绝热层与喉栓之间狭缝内的流场进行分析,发现狭缝中存在燃气环绕喉栓流动的现象,这种环绕流动受狭缝上下方入口的压强差影响,又分为单侧绕流和双侧绕流两种。过长的绝热层会使狭缝上下方入口压差上升,燃气绕流形式由双侧绕流变为单侧绕流,流动传热效果增强,喉栓结构温度升高。通过比较两种燃气绕流形式下的喉栓温度,得到了喉栓绝热层长度与结构温度分布的响应关系,提高了对喉栓结构温度分布的预测精度。

PSO-Fuzzy-PID复合控制器在喉栓调节发动机压强控制中的应用

为了改善喉栓调节发动机的燃烧室内压强控制系统的性能,实现精确闭环控制,建立了系统的数学模型,并在此基础上提出了一种基于粒子群优化(Particle Swarm Optimization,PSO)算法的Fuzzy-PID复合控制器(PSO-Fuzzy-PID)。由于模型具有较强的时变性、扰动性以及非线性,传统的PID控制器无法精确控制,因此设计并使用PSO-Fuzzy-PID复合控制器。Fuzzy控制器和PID控制器同时工作,采用PSO算法对Fuzzy控制器和PID控制器的输出比例因子进行优化。通过仿真对比了PSOFuzzy-PID复合控制器、Fuzzy-PID双模控制器和传统PID控制器在系统的工作点(6 MPa)附近的阶跃跟踪、时变性测试以及在非线性模型中的抗干扰性测试、长时间全压强范围调节测试,来验证控制器的动态性能。结果表明:在不同的实验中,PSO-Fuzzy-PID复合控制器均表现出明显的优势。该控制器可以将超调量控制在10%以内;将调节时间控制在1.5 s以内,将压强的调节速度提高至Fuzzy-PID双模控制器的3.45~6.73倍,传统PID控制器的4.51~7.1倍。因此PSO-Fuzzy-PID复合控制器在响应速度、超调量、鲁棒性强等方面更具优势,显著地提高了喉栓调节发动机的燃烧室内压强控制系统的动态性能。

喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性

发展了一套电动伺服驱动的喉栓式变推力固体火箭发动机试验系统,研制了喉栓式变推力固体火箭发动机,进行了喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性试验。试验研究表明,耐烧蚀喉栓的轴向运动可实时调节发动机内弹道特性,目前已实现压强的四级调节;发动机内弹道变化相对喉栓运动有一定延迟,但其延迟可为工程所接受。

喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究。计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强建立过程与喉栓作动速度和自由容积关系密切;模拟结果与试验数据差别不大,可为喉栓式推力可调固体火箭发动机的研发提供参考。

喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究

对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据。

推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究

为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。

喉栓式推力可调固体火箭发动机动态响应特性数值分析

基于ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的N-S方程,利用动网格方法适应边界移动,对喉栓式推力可调固体火箭发动机在推力调节过程中发动机的内流场进行了非稳态数值模拟,分析了喉栓运动速度、发动机自由容积对推力调节性能的影响规律,揭示了喉栓式发动机推力调节过程中发动机的动态响应特性。所得结论可为喉栓式推力可调发动机的设计、试验提供依据。

基于TDLAS技术的喉栓式变推力发动机羽流速度特性

为研究喉栓式变推力发动机动态调节过程的羽流速度特性,采用有限速率化学反应模型和动网格方法,建立了考虑后燃反应的发动机羽流动态仿真模型。基于可调谐半导体激光吸收光谱(TDLAS)技术测速原理,对羽流速度测量结果进行了仿真计算。分析了喉栓往复调节过程的羽流瞬态流场结构,探究了后燃反应及测量位置对TDLAS羽流测速结果的影响。结果表明:发动机羽流场结构随着喉栓往复调节呈周期性变化,喉栓趋于关闭时,喷口附近出现强激波,下游羽流速度分布更均匀,速度梯度对TDLAS测量的影响降低;后燃反应导致羽流下游速度和H2O组分分布发生显著变化,沿下游方向,后燃反应对TDLAS所测沿光路平均速度振荡幅值的影响逐渐增大;实际测量时,选取距喷口更近的测量位置可以降低后燃反应和速度梯度的影响,获得更接近轴线测点速度的结果。