固体火箭发动机喷管喉部凝相颗粒粒度分布实验

设计了一种新的收集固体火箭发动机喷管凝相颗粒的实验装置,针对典型的HTPB复合推进剂,开展了喷管喉部凝相颗粒的收集实验和粒度分析,研究了燃烧室压强和收敛角度对喷管喉部颗粒粒度分布的影响规律。研究结果表明,喷管喉部的凝相颗粒在0.27～50μm之间都有颗粒存在,凝相颗粒主要集中在0.3～15μm之间,粒径大于15μm的颗粒较少;燃烧室压强对颗粒粒径有较大影响,随着燃烧室压强的升高,凝相颗粒粒径变小,粒度分布更为集中;燃烧室压强相同的条件下,收敛角度对喷管喉部的凝相颗粒粒度分布影响较小。

喷管喉部热流密度测量实验研究

为剥离热化学烧蚀对喷管喉部热流密度测量的影响,将HT50-20热流计安装在喷管喉部,使之直接接触燃气,测量不同燃气温度条件下喷管喉部的热流密度,并获得了来流燃气的参数,在此基础上,对喷管喉部热流密度进行了数值模拟计算。实验结果表明,当喉部燃气温度分别为611、551、457 K时,热流密度分别为0.496、0.471、0.317 MW/m2,实验数据可为相关数值模拟提供实验验证。

喷管喉部面积对膨胀波火炮内弹道影响分析

膨胀波火炮内弹道参数变化规律较常规火炮复杂,后喷气体对膛内气流影响较大,而影响气体后喷的关键因素是喷管喉部面积。针对爆破片式膨胀波火炮内弹道模型进行研究,利用爆破片式膨胀波火炮内弹道方程组和流量方程,分析喷管喉部面积对内弹道参数、流量和弹丸初速的影响。结果表明:喷管喉部面积越大,流量越大,弹丸初速越小;喷管喉部面积对流量影响较大,对弹丸初速影响较小。该结果对膨胀波火炮喷管设计和减后坐效率计算提供一定依据。

销毁弹喷管喉部截面积对未爆弹作用效能的影响

以Q235钢板模拟弹丸壳体,通过改变销毁弹喷管喉部截面积,研究其对销毁弹工作时间及熔穿效果的影响。结果表明:喉部截面积过小会导致喷管堵塞,作业效果差。喉部截面积为4πmm2时,熔穿后剩余燃烧时间达到3.48s,熔穿孔的直径达到8.91mm,可以使炸药燃烧产物顺利释放出去,提高了销毁未爆弹的作用效能。而喉部截面积过大,熔穿时间增加,熔穿剩余作业时间缩短,不利于销毁作业。

固体火箭发动机碳/碳喷管喉部表面消蚀的气热化学分析

本文对先进大型固体发动机碳/碳喷管喉部的消蚀过程进行了气热化学分析,分析认为碳/碳喷管喉部表面消蚀的主要原因是水蒸气对碳的化学侵蚀.分析过程中应用了几个专有的数值计算程序,并用碳/碳材料表面消蚀速率和表面粗糙度的实验结果作了验证.计算结果表明,在模型中采用的从点火开始时平滑的初始碳/碳材料表面的层流附面层转变为稳定工作时粗糙的烧蚀碳/碳表面的紊流附面层状态时的假设,使实测消蚀数据和预测值十分吻合.

喷管喉部型面对发动机效率的影响

采用轴对称无粘流动模型，计算固体火箭发动机喷管喉部上、下游曲率半径和圆柱段长度对发动机比冲、喉部流量和推力效率的影响。经与实验数据比较，证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上、下游曲率半径，并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计者参考。

喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响

用Fluent计算流体力学软件对固体火箭发动机喷管流场进行了数值计算 ,研究了喷管收敛半角、喷管喉部上游圆弧曲率半径和喉部圆柱段长度对喷管流场的影响。研究结果表明 ,喷管喉部圆柱段长度对流量影响不大 ;喷管流量随喷管收敛半角的增大而减小 ;喷管流量随喷管喉部上游圆弧半径的增大而增大。所提供的结论可供喷管设计人员参考。

固体火箭发动机喷管喉衬应力场的理论预估

本文对固体火箭发动机复合结构喷管石墨喉衬在燃气压力和变温载荷作用下的瞬态应力场,采用有限元法进行了分析、计算.提供了该方法的力学模型与基本方法和算例.计算中考虑了材料的方向性.为了节约计算机内存,整体刚度矩阵(K)采用了变带宽压缩存贮法.为了验证理论计算结果的准确性,还与实验结果进行了对比,两者基本符合.

固体火箭发动机喷管喉衬的应变—应力场实验研究

为了评价复合结构喷管设计的可靠性,本文提出了一种用小型固体火箭发动机进行喷管喉衬应变-应力场实验研究的方法,以及该方法使用的测试系统.利用这种方法已进行了多次实验,实验结果表明,实测值与理论计算值符合较好,从而证明了这种方法的有效性和可靠性.

固体火箭发动机喉衬材料

介绍和综述了固体火箭发动机喉衬用主要材料，包括难熔金属、石墨、碳／碳复合材料、陶瓷材料等，并比较了其优缺点及运用范围，给出了这些材料的热震与烧蚀性能的一些研究进展．

C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算

根据固体火箭发动机燃烧中氧化性组分扩散控制喷管喉衬烧蚀和 A12 O3 沉积对喉衬的保护 ,提出 C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算方法。 3个实验发动机的烧蚀预示结果与实测结果吻合 。

空气涡轮火箭发动机起动过程推进剂供应及尾喷管面积变化规律研究

为了认识固体推进剂空气涡轮火箭发动机推进剂供应快慢和尾喷管面积变化对发动机起动过程产生的影响,采用容积法建立了考虑工质变比热及化学平衡的发动机动态模型,通过给定不同的推进剂供应速率、尾喷管喉部面积大小及尾喷管喉部面积随转速变化速率,模拟了发动机各工况下的起动过程,对比分析了这些参数对发动机起动时间、共同工作线位置的影响规律。研究发现,增加推进剂供应速率会使发动机起动时间降低,但压气机更接近喘振边界,当尾喷管喉部面积较小时,尾喷管会出现壅塞现象,导致压气机喘振。在此基础上,给出了采用较快推进剂供应速率和尾喷管喉部面积随转速升高而增大相结合的调节方法,使压气机在避免喘振的同时远离堵塞边界,实现了发动机的快速安全起动。

喷喉圆柱段对发动机性能的影响

本文介绍使用轴对称喷管流场计算程序计算固体火箭发动机喷喉圆柱段长度对发动机性能的影响,以及通过发动机实验对该计算结果的验证。研究结论是:喷管最好用圆弧连接上下游型面;如果必须有圆柱段,则应使 l/r_1<0.3为宜。

涡扇发动机加力接通断开过程模拟

飞行试验表明,军用发动机空中停车大部分发生在加力接通和断开过程中,若该过程中发动机参数变化不协调,可能导致发动机喘振甚至停车;同时主发动机转速变化量过大,还会引起转速控制回路发生振荡现象。航空发动机加力的接通和断开时会对主发动机转速控制系统形成扰动,加力过渡控制系统的设计目的为保证各部件参数之间的协调变化,为了保证接通/断开加力时主发动机的工作状态不受影响,理论上应保持加力燃烧室出口排气温度增加与尾喷管喉部面积增加相协调,但是在实际接通或断开加力的过程中,保证上述参数的严格协调变化难度较大。

喉衬用钨渗铜制品质量的控制

较系统地介绍了喉衬用钨渗铜制品生产各道工序中质量的控制要求和工艺方面的经验。

战斧助推器MK－111替代喷管的研制

研制和鉴定了Ｍｋ－１１１助推器的一个替代喷管组件。设计集中在用一个高级石墨ＧｒａｐｈｎｏｌＮ３Ｍ取代４－Ｄ碳／碳上。对７种候选石墨材料进行了评估，结果选择了Ｇｒａｐｈｎｏｌ。主要目的是替代现有喷管，以降低成本。球窝的缝隙间加有硅脂填料，以克服钢球的热损伤。喉部烧蚀量大约８．４％，比碳／碳材料低。替代喷管经１９次发动机静态试验已得到确认和鉴定，现已投入生产。

喷管结构参数对燃气弹射内弹道的影响机理研究

为研究喷管喉部半径变化对燃气弹射载荷和内弹道性能的影响,建立了含二次燃烧和尾罩运动的二维轴对称数值模型。在验证数值模型可靠的基础上,研究了喷管喉部半径变化导致流场结构和二次燃烧核心区域改变的机理。结果表明:随着喷管喉部半径的增大,发生二次燃烧的时间相对提前,核心燃烧区域由发射筒底部逐渐上移;燃气单位时间内进入量的增加,导致监测点压力峰值增加,峰值所在时刻提前;在实验装置的基础上,当喉部半径扩大了1.05倍时,加速度峰值增大了5.4%,出筒时间缩短了2.7%,出筒速度增大了10.8%,且载荷与温度变化最为平稳,为最优内弹道设计方案。

固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究

通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。

NOVOLTEX 三维碳-碳整体式喉衬和出口锥试验

法国欧洲动力公司研制出一种商标为 NOVOLTEX 的性能优异的新型三维增强碳-碳材料,这种材料的超细编织结构可以制成很薄的喷管出口锥,同时它也象常规三维碳-碳材料一样,适合制作喉衬等部件。它的优异性能,可使其设计制成的入口段、喉衬、出口锥组合成一个整体式喉衬和出口锥(ITEC).本文报导了美国空军宇航实验室对 NOVOLTEX 作为 ITEC 的评定结果。

一种自适应喷管面积调节机构

通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。