固体推进剂火箭发动机羽焰温度诊断的遗传算法研究

推进剂的羽焰温度是固体推进剂火箭发动机的重要参数,对于研究发动机内的燃烧过程具有重要价值．使用多波长高温计实现对固体推进剂火箭发动机羽焰温度的测量．根据多光谱辐射测温的参考温度数学模型和测量得到的数据,判断羽焰的发射率与波长的关系．并对二者的关系进行非线性拟合,采用遗传算法进行优化计算得到羽焰温度和发射率．实验结果表明,羽焰温度计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在±20 K以内,说明该方法是解决固体推进剂火箭发动机羽焰温度测量的可行性方法．

使固体推进剂火箭发动机的壳体绝热的方法

本方法可以制造EPDM火箭发动机绝热体，其中碳纤维分散和固定在EPDM聚合物基质中，但是不会过分地断裂或破碎，即破裂成小的碎片，当遇到为了均匀地或其它方式地分布或分散碳纤维于EPDM聚合物基质中所需要的剪切程度时。该方法基本上无溶剂，和经过分布／减少剪切的混合方未能将脆性碳纤维没有过度损害地分布到橡胶基质中来进行。根据一个实施方案，至少大约50％的被引入混合装置中的弹性体组合物是具有足够低分子量和高二烯烃含量的液体EPDM三元共聚物，以使碳纤维分散在EPDM中但没有纤维的显著破碎。

固体推进剂火箭发动机贮存性能规律研究

依据固体推进剂火箭发动机大量试验数据的统计规律，提出了估算固体推进剂火箭发动机主要参量随贮存年限、温度变化而改变的数学关系式：Ｒ＇＝ＫＲＲ０（１＋α）△ｔ－１，并通过了反算、验证试验和实际中的应用。

固体推进剂火箭发动机贮存性能研究

《双基推进剂发动机性能变化预估》前后有两篇文章。一篇发表在《航空兵器》1984年第4期,文章是作者在1978—1980年间从事导弹延寿工作时产生的。作者根据对大量试验数据的统计结果,提出了估算推力、压力、总冲等参数随贮存年限、温度变化而改变的数学关系。

节流式燃/氧分离组合固体火箭发动机动态工作过程数值研究

利用商业软件ANSYS Fluent对节流式燃/氧分离组合固体火箭发动机动态工作过程进行数值研究,揭示该发动机基本动态工作过程以及节流阀作动速度的影响。结果表明,节流阀作动会导致发动机富氧燃烧室压强、节流阀出口质量流量以及发动机推力出现负调现象;节流阀作动速度差异不影响发动机调节后的稳定工作状态;随着节流阀作动速度增大,发动机达到稳定工作状态所需时间逐渐缩短,实现性能调控的响应速度增快,但发动机各参数负调量也随之增大,从而增加了发动机发生振动的风险。

固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究

为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。

固体火箭发动机粘接界面剪切蠕变特性分析与快速预测模型

固体火箭发动机在立式贮存期间,受自重载荷影响,在侧壁粘接界面会产生剪切蠕变行为,威胁发动机的结构安全性和贮存寿命。为研究粘接界面剪切蠕变特性,对某型发动机剪切界面试验件进行了多种温度与应力下的剪切蠕变实验,获得其剪应变-时间关系,分析了粘接界面力学性能随温度与剪切蠕变载荷变化的响应和规律,最终构建了一种适用于线性粘弹性阶段的发动机粘接界面剪切蠕变快速预测模型。结果表明,该快速预测模型构建方式简单,且预测值与实验值相差低于10%,可以较好地预测线性粘弹性阶段粘接界面短期蠕变行为。

固体火箭发动机燃气射流与超声速来流相互作用数值研究

针对固体火箭发动声速来流机续航级在超声速来流中的燃气射流及外流场特点,利用数值模拟方法,分别对不同工况下固体火箭发动机尾焰及外流场进行流场结构定性分析,得到该流场结构大体可分为外场区、回流区及尾流区;通过对比不同高度轴线上参数,得到随着工作高度增加,喷管流动分离现象消失,波节减少,首个入射激波形成距离喷管出口距离增加,激波波面速度增大;通过对比回流区壁面参数,得到随着工作高度的增大,回流区壁面温度及马赫数增大,低压回流区导致喷管的实际工作压力低于环境压力30%以上;当喷管处于欠膨胀工作状态时,回流区流体马赫数呈现先减小后增大趋势,且靠近尾焰端受工作高度影响显著。

固体火箭发动机点火装置方案设计通用算法模块研究

为解决现有点火装置设计“系统研究少、设计经验性强、方案通用性差”的问题,对不同类型点火装置的方案设计过程进行了系统性分析,提出了点火装置方案设计的通用设计方法及流程,在此基础上采用面向对象技术开发相应的通用算法模块,包含所需要的数据字典以及专业算法的实现。完成5种类型点火装置方案设计全过程,获得方案设计的结构参数与性能参数,同时基于Creo实现了参数化三维模装设计快速建模。该通用算法模块不仅可以独立运行,也可集成至有关的固体火箭发动机总体方案设计系统软件中。利用所开发的算法模块对FG-02固体火箭发动机点火装置以及常见的管式点火装置方案进行案例设计,结果表明所建立的点火装置方案设计流程及开发的通用算法模块具有较好的适应性,提高了设计效率和经济性,可为点火装置的方案论证和初步工程设计提供支持。

基于RBF代理优化的固体火箭发动机喷管型面设计

针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称固体火箭发动机喷管进行扩张段型面优化,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置,优化方法采用径向基函数(Radial Basis Function, RBF)代理优化算法。采用纯气相与两相流两种模型分别进行优化设计,纯气相的结果表明,对于10个控制点表达的贝塞尔曲线,优化后的推力提高了1.64%。以此优化型面为初始型面,增加控制点个数至16个,二次优化后的推力又提高了0.095%。增大优化参数范围,同时引入判断拐点的约束,对于10个控制点表达的贝塞尔曲线进行单轮优化,结果同上述经过两轮优化之后的结果相近,优化后的喷管推力提高了1.78%,说明算法具有较强的稳定性。通过对不同控制参数个数的贝塞尔曲线优化过程的对比,给出了合理选择控制点个数的方法与建议。两相流的优化结果表明,由于颗粒的滞后影响造成了两相流损失,两相流喷管的推力小于纯气相喷管,但两相流喷管优化后的推力较优化前初始型面的推力提高了1.87%,略高于纯气相喷管。RBF代理优化算法适用于由任意数量控制点组成的贝塞尔曲线表达的喷管扩张段型面优化,并有较高的效率与较强的稳定性。

固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述

试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状,重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构,阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证,进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。

固体火箭发动机装药结构完整性分析的基础问题及研究展望

固体火箭发动机(Solid Rocket Motor,SRM)主要由固体推进剂制成的药柱、燃烧室、喷管(含推力方向控制装置)和安全点火装置四大部分组成,由于SRM具有结构简单、便于装载,而且适于长期贮存等优点,已成为战略和战术导弹武器系统的主要动力装置和核心部件。因此,分析全寿命周期内(生产、贮存、运输、弹射、点火发射等)不同使役载荷下SRM的结构完整性,对于确保武器装备的使用可靠性和安全性具有重要意义,也是进行武器装备贮存延寿的基础性工作。

固体火箭发动机装药状态监测研究进展

固体火箭发动机的健康状况在很大程度上取决于装药的实时状态,因此对装药状态进行监测是确保固体发动机结构完整性和使用可靠性的重要基础。本文从环境状态监测、化学状态监测、力学状态监测以及监测数据综合应用4个方面综述了相关的研究进展,指出了装药状态监测的必要性,多方面总结了装药状态监测取得的研究成果与存在的不足,并针对监测技术手段及监测数据应用等方面提出了发展构想。分析认为,监测技术应聚焦在嵌入式传感器相容性技术、新理念传感技术以及长寿命技术等方面,监测数据应用方面应大力建设数据库、诊断和预测健康管理系统,以期借助有限元模型更新方法推动固体火箭发动机全寿命数字孪生技术的发展。

公路运输过程中固体火箭发动机药柱的累积损伤评估方法

对公路运输过程中固体火箭发动机药柱的累积损伤进行研究,开展了丁羟(HTPB)推进剂定应力往复拉伸试验,对其疲劳特性曲线进行了拟合和分析;通过处理装备运输试验的功率谱密度数据得到了公路运输过程中HTPB推进剂药柱振动加速度载荷谱,建立了固体火箭发动机三维有限元计算模型,对药柱的应力响应进行仿真计算,通过雨流计数法统计得到循环载荷情况;基于Miner线性累积损伤模型,对公路运输过程中HTPB推进剂药柱进行累积损伤计算与评估。结果表明,在运输过程中,HTPB推进剂药柱的最大应力为0.021 MPa,最大应变为0.031,最大位移为19.320 mm,均处在前人工脱粘层部位;经4000 km公路运输后,HTPB推进剂药柱前人工脱粘层根部处损伤最大,损伤为0.080;药柱内孔处损伤最小,损伤为0.044。

固体火箭发动机高空模拟试验仿真与模型优化研究

针对固体火箭发动机被动引射式高模试验研制周期久、成本高的问题,基于N-S方程与S-A模型,利用小扩张比喷管与小尺寸不同直径的高空舱、扩压器、压力远场域对高空模拟试车中的发动机建压、稳压、降压段进行数值仿真,同时分析各模型各阶段高空舱及扩压器内流场结构。结果表明,在发动机压强达到稳定时,大尺寸高空舱相对于小舱而言舱内压强更加稳定,其引射系统中扩压器扩压效果更好,对舱内气体抽吸能力也更强。而大长径比扩压器在引射系统内的减速增压效果相对小长径比而言不明显,气流通过激波时压强与马赫数的变化量分别在2KPa和0.04以内,在扩压器出口处的计算误差与压力远场域的设定有很大关系。

固体火箭发动机内部燃烧产物辐射特性预示方法及分布规律

介质辐射传热对含金属推进剂固体火箭发动机内部热环境影响显著。建立精确、高效的参与介质辐射特性预示方法是对发动机内部热环境进行精细数值预示的重要前提。针对发动机内的熔融氧化铝颗粒和多组分燃气,分别基于Mie理论和逐线计算法建立了其辐射特性精细计算方法,结合数据插值方法和普朗克平均吸收系数总体模型构建了固体火箭发动机燃烧产物辐射特性快速预示方法。计算得到了HIPPO喷管内部燃烧产物辐射特性参数的一维分布特性,研究了燃烧温度、压强及推进剂铝含量对喷管内燃烧产物辐射特性的影响规律。结果表明:在燃烧室和喷管喉部之间颗粒对燃烧产物吸收系数的贡献占主导地位,而燃气的贡献可忽略;在喷管扩张段,燃气对吸收系数的贡献逐渐显著;在喷管出口处,燃气对吸收系数的贡献不可忽略;燃烧室温度和推进剂铝含量的升高、燃烧室压强的降低均会导致燃气对辐射传热贡献比例的减小。

固体火箭发动机复合材料壳体铝合金接头失效有限元分析

为研究复合材料壳体卡环连接结构中铝合金接头断裂失效规律,建立了壳体后封头部位的有限元模型,并以某固体发动机壳体为对象进行水压爆破实验。通过三种铝合金接头应力、应变的仿真与实验分析,对比了等效应力准则与最大主应力准则的适用性;通过分析处理以往断裂接头及文中断裂接头的仿真数据,研究了接头发生断裂时最大主应力与材料的延伸率、屈服极限、抗拉极限之间的关系;结合得出的经验公式与有限元仿真,分析了不同铝合金材料、不同尺寸的卡环连接结构断裂时的内压,并与实验结果进行对比。结果表明,数值计算结果与水压实验测量数据的误差在4.9%之内,验证了有限元模型的正确性;相比于等效应力准则,最大主应力准则在判断接头卡环槽的薄弱位置时更加准确,并提炼出接头卡环槽处发生断裂时最大主应力的断裂系数经验公式;通过经验公式并结合有限元仿真得出的铝合金接头断裂时的壳体内压与实验爆破内压的误差分别为4.7%和3.6%,满足工程应用的需要。

进气道位置对含硼推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补然室内简单反应流模型,并在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,在此基础上进行直连式试验研究。结果表明:随着前后进气道之间轴向距离增加,燃烧效率先增加后减小,并且试验重复性比较好;前进气道后置长度增加,燃烧效率减小。

节流式燃/氧分离组合固体发动机推力性能调节数值研究

节流式燃/氧分离组合固体发动机将燃烧室分为富燃燃烧室和富氧燃烧室,采用富燃固体推进剂和富氧固体推进剂串联装填的形式,在两个燃烧室中间增加节流阀,通过调节节流阀开度实现推力调节。利用商业软件对节流式燃/氧分离组合固体发动机在节流阀流道半径不同时的工作状态进行模拟,研究节流式燃/氧分离组合固体发动机的工作特性,获得节流式燃/氧分离组合固体发动机燃气流动和掺混特征,揭示节流式燃/氧分离组合固体发动机推力调节机理以及节流阀流道半径对节流式燃/氧分离组合固体发动机燃烧效率的影响规律。研究发现:节流阀流道开度(即节流阀流道半径R)减小可增大发动机推力;随着节流阀开度的减小,节流阀出口燃气马赫数随之增大,而发动机燃烧效率却出现先增大后减小的规律,当节流阀出口燃气流动达到临界状态时发动机燃烧效率出现最大值。

固体发动机喷管热结构耦合数值仿真研究

针对在热载荷与内压联合作用下,固体火箭发动机潜入式喷管的热结构耦合数值仿真问题,采用流体仿真软件与结构计算软件,展开了数值模拟。在流体仿真软件中,计算了潜入式喷管工作过程的内部稳态流场,提取了高温燃气流动参数与固体壁面对流换热系数。在有限元结构计算平台内,编写了非均布壁面压力载荷与非均布对流换热系数子程序,耦合求解了喷管热结构耦合问题,获取了热防护材料内部温度场与应力场分布。研究表明,热载荷是引起喉衬应力的主要原因。喉衬环向压应力与拉应力随时间呈现先增大后减小的过程。经地面喷管结构完整性热试车试验验证,该热结构耦合数值仿真方法可用于喷管结构完整性与安全性分析,为喷管结构设计提供合理指导。