基于Matlab和BP神经网络的固体火箭发动机比冲性能的预测

本文采用基于误差反向传播算法(BP算法)的人工神经网络技术,利用Mat lab神经网络工具箱,建立了固体火箭发动机比冲性能预测的神经网络模型,并利用实验数据进行了验证。结果表明,可以利用该方法开展固体火箭发动机比冲性能的预测。

工作压强对战术固体火箭发动机比冲的影响分析

从固体发动机的特征速度、推力系数、燃烧室冲量系数和喷管冲量系数等因素出发,分析了发动机工作压强对战术固体火箭发动机比冲的影响。在此基础上验证性地给出了两台发动机的实例比较,最后提出了相关的设计原则与建议,可供工程设计参考。

基于神经网络的固体火箭发动机比冲性能的预示研究

将神经网络方法引入了固体火箭发动机的比冲性能预测,该方法避开了系统具体规律分析以及相应数学模型建立所带来的困难,直接用神经网络模型来模拟真实的系统关系。采用了一种改进的Ⅱ型RBF神经网络,克服了传统的RBF神经网络径向基函数个数未知的缺陷,并将其预测结果与传统的BP神经网络的预测结果进行了比较。

固体火箭发动机比冲估算及界面程序实现

依据某推进剂热力计算结果和基于FLUENT软件平台的固体火箭发动机燃烧室和喷管两相流流场仿真得到的相关参数,根据比冲计算的相关理论,利用MATLAB图形用户界面(Graphical User Interface,GUI)软件编制了发动机比冲预估算程序,利用该程序对某型号固体火箭发动机的比冲进行了预估。预估结果与实验值对比表明,该程序可以对发动机比冲进行较准确和快速的估算。

神经网络在固体火箭发动机比冲预测中的应用

基于RBF神经网络和模糊原理,构建一种模糊RBF神经网络用于固体火箭发动机比冲预测。预测结果表明该网络可较精确地预示发动机的比冲。

气-固两相流动引起固体火箭发动机比冲量损失的研究

在V_p/LF《1.0的条件下,利用气-固两相悬浮流的平衡态模型研究了固体火箭发动机的比冲量损失。导出了包括临界速度和比冲量在内的喷管特性关系式。所给出的算例指出:气-固两相混合流在喷管喉部的速度小于气体的音速,由于固相颗粒的影响使比冲量受到了损失。同时指出,推力系数并不总是减小,它取决于质量比ε和喷管扩张比(直径)de/dt。计算机程序TWPH可完成计算全过程,计算结果与Brundige的实验结果相符情况良好。

长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外绝热装置设计

固体火箭发动机长尾喷管周围一般安装有电子仪器,故而对喷管壳体表面温度有严格的限制。对于某长时间工作的发动机,为满足喷管壳体表面温度要求,同时降低消极质量,设计了一种新型双腔外绝热装置,以实现在较小的消极质量下具有较好的绝热性能。对该绝热装置进行了内流场及传热计算分析,而后进行了绝热结构优化及试验验证。结果表明:该双腔外绝热装置可以将长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外壁温度从483℃降低至103℃,降低约78.7%;而采用同等材料同等质量的常规外防护装置只能从483℃降低至227℃,降低约53.0%;而要达到相同的防护效果,同等材料常规外防护装置的质量将增加约160%。双腔外绝热装置中段及尾端处温度随时间变化趋势与实测结果吻合较好,有望应用于其他长时间工作发动机。

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。

固体火箭发动机零维内弹道点火模型与计算

点火过程是内弹道的初始阶段,但由于点火过程的复杂性以及点火机理仍然不完善,点火过程始终不能与内弹道有机结合,使得目前工程上的内弹道计算只能忽略点火过程而直接选择点火压强作为计算初始点。以零维内弹道理论为基础,建立了点火过程3个阶段,即点火诱导期、火焰传播期和充气期的简化理论模型,可以与零维内弹道有机结合,从而完成了内弹道从环境压强(而不是点火压强)开始计算的完整过程。通过实例计算与验证,该模型能够很好展示在点火阶段燃烧室压强的建立过程,并可以计算得到点火延迟时间、火焰传播时间、点火药流量等点火参数,具有较高的预示精度,满足工程计算要求。研究表明,建立的点火过程理论模型与传统零维内弹道一样计算简便快捷,并具有较好精度的工程应用化特点。研究结果对于完善固体火箭发动机内弹道理论、提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。由于采用了简化的点火过程理论模型,该结果不能直接用于点火性能的研究,只能用于零维内弹道性能的预估与计算。

固体火箭冲压发动机气固两相掺混燃烧过程评价方法

为了合理地评价固体火箭冲压发动机补燃室内一次燃气/空气掺混燃烧过程,提出一种基于颗粒质量浓度的固体火箭冲压发动机掺混燃烧过程评价方法。建立发动机数值模拟方法并通过了地面试验验证;针对不同工况条件下补燃室掺混燃烧过程,通过数值模拟,分析对比了不同定义方式掺混度与燃烧效率的变化趋势。结果表明,提出的颗粒掺混度与颗粒燃烧效率二者间显示出最大程度的相关性,不同工况下的平均最大信息系数达到了0.9163。一次燃气/空气掺混与燃烧过程体现以下相关性规律:颗粒燃烧效率随颗粒掺混度的增大而增加,当颗粒掺混度超过一定阈值后,颗粒燃烧效率保持相对稳定。最后通过试验验证了该规律。

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。

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。

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。

固体火箭发动机中最终凝相产物特性分析

铝颗粒的加入可以有效提高固体推进剂的能量特性,但也带来了两相流比冲损失、熔渣沉积和喷管烧蚀加剧等消极影响,因此,对固体火箭发动机最终凝相产物特性展开研究对评估和提升固体火箭发动机性能具有重要意义。以燃烧终产物为主要研究对象,搭建了基于粒度分析仪的高温高速颗粒特性动态测量系统,对AP/HTPB含铝复合推进剂开展了高温高压下固体火箭发动机试验研究,获得了排气羽流中燃烧终产物分布特性,包括燃烧终产物粒径、均值粒径及颗粒种类等随时间的变化规律,为全面了解凝相产物粒度分布特性提供试验和数据支撑。根据发动机燃烧室压力分布趋势,将固体火箭发动机的工作过程划分为3个阶段(阶段①~③),研究表明:阶段①排气羽流中固体颗粒包括黑火药和推进剂两种燃烧产物,黑火药的随机燃烧特性、燃烧室压力和温度的突升会共同影响该阶段的燃烧终产物分布特性;阶段②燃烧稳定性最高,且该阶段不同时刻燃烧终产物粒径具有较为一致的分布特性,可采用特征模式描述阶段②燃烧终产物的粒径分布;阶段③燃烧终产物粒径分布离散度小于阶段①,该阶段燃烧室压力和温度的突降会影响燃烧终产物分布特性;燃烧室压力和温度突变会改变燃烧终产物模态、峰值粒径及均值粒径等分布特性,不同类型颗粒质量分数随发动机工作阶段的变化而变化。

脉冲触发对固体火箭发动机内弹道压强抬升的影响

为了解固体火箭发动机在脉冲触发激励下的工作性能,设计了一种脉冲触发实验系统并开展实验研究,建立了脉冲触发内弹道模型。结果表明,实验系统压强抬升响应时间在25 ms以内,相较于延长段位置,发动机头部的压强扰动更大,扰动传播速度为1259 m/s;脉冲触发器峰值压强与发动机压强抬升预示误差均小于6%;延长段越长,脉冲触发产生的压强抬升越小;脉冲药量越大,压强抬升越大,脉冲药量与压强抬升呈近线性关系,药量从3 g增加到8 g,发动机压强抬升率从8.142%提升到31.594%;发动机压强抬升随脉冲触发器节流孔径的提升显著增大,孔径从1 mm增大到4 mm,压强抬升率从1.656%提升到了27.448%,壅塞作用导致1 mm的节流孔径无法达到脉冲触发效果;发动机压强抬升随着发动机喉径的增大而减小,喉径从12.50 mm提升到14.00 mm,压强抬升率从19.204%降低到了14.771%;对于本实验系统,触发时刻对发动机压强抬升影响小。

基于植入式光纤传感网络的固体火箭发动机结构健康监测

为实现对固体火箭发动机结构健康状态的实时监测和评估,设计并研制了一种高强度飞秒光栅传感网络,重点研究了传感器与信号传输链路的涂覆和封装。开展了发动机界面脱粘模拟实验。设计可用于发动机应变、温度和载荷的模拟演示系统,建立了基于光纤传感器采集数据的发动机数字孪生模型,形成发动机实物与数字孪生体的精准映射。最后将光纤传感器阵列植入发动机,对发动机开展水压监测实验、高低温存储实验、长周期监测实验和点火实验。对监测结果进行无损检测验证,结果表明该传感网络能够准确测量出发动机的应变状态,为固体火箭发动机的结构健康管理提供有效的数据支撑。

后向台阶-楔体结构对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响

为增强含硼固体火箭超燃冲压发动机中空气与燃气掺混,提升火焰稳定性及燃烧效率,在一次燃气侧向进气基础上,补燃室前段增加后向台阶-楔体组合结构,采用数值模拟的方法分析一次燃气进气方式及楔体结构对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室内燃烧性能的影响。结果表明:当补燃室结构不变时,一次燃气进气位置到后向台阶的距离从0.5d变化到6d时,硼颗粒燃烧效率先增大后减小,在一次燃气进气位置距台阶为1.25d时,硼颗粒燃烧效率最大,为48%;当一次燃气进气角度在45o~170o内时,一次燃气进气角度越大,发动机燃烧效率越高,一次燃气进气角度为170o时总燃烧效率最大,为71.32%;在一次燃气进气方式不变时,取楔体高度与台阶高度之比分别为0.40、0.50、0.55、0.60、0.65、0.70、0.75、1.00,随着比值增大,总压恢复系数减小,硼颗粒燃烧效率先增大后减小,当楔体高度与台阶高度之比为0.60时,硼颗粒燃烧效率最大,为53.2%。

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。

入口流场不均匀性对固体火箭发动机大膨胀比喷管内流场的影响

在高机动飞行过程中,固体火箭发动机承受长时间的小过载会导致喷管入口处燃气方向改变,而药柱空间非均匀燃烧又会导致燃气密度分布不均匀,从而影响喷管入口处质量通量分布。二者均会造成入口燃气流动非均匀性,这是引起喷管流场不均匀性的主要原因之一,直接影响发动机性能。以膨胀比为100的固体火箭发动机喷管为研究对象,改变入口处质量通量分布规律与入射方向,结合计算流体力学软件研究入口流场不均匀性对喷管内流场的影响规律。结果表明:当喷管入口质量通量呈抛物面分布时,入口的不均匀性对喷管内流场影响较小,在喷管喉部位置不均匀效应基本消除;由俯仰过载导致燃气非垂直入射时,喷管入口位置流场周向不均匀性高达23%;随着燃气充分膨胀,不均匀效应减弱,在喷管扩张比达到92.8时,流场基本均匀,但是在有限扩张比条件下由入射角度导致的流场不均匀效应无法完全消除。

冲击和振动载荷下固体火箭发动机响应传递特性仿真分析

为优化固体火箭发动机的结构布局,改善地面力学试验的精确度,采用有限元仿真方法研究了发动机在着陆冲击载荷和挂飞段随机振动载荷作用下的响应传递特性和分布规律,分析得到了冲击和振动响应谱,并与试验数据进行对比。结果表明:在X方向着陆冲击作用下,响应沿轴向和径向的变化均不超过10%;在Y方向着陆冲击作用下,响应沿轴向和径向衰减约达30%;在X方向随机振动作用下,响应沿轴向变化很小,但沿径向衰减约30%;在Y方向随机振动作用下,响应沿轴向和径向大幅增加1~2倍。