微型固体火箭脉冲发动机两相流数值模拟

应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均匀分布,不同直径的颗粒在内流场中的分布情况不一样。在同一质量分数下,颗粒直径越大,对气相的传热和阻碍作用就越小,颗粒直径越小,粒子的随流性越好,与气相能量和动量的交换越显著。

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。

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。

固体火箭发动机技术发展综述

火箭发动机的研制始终是推进航天技术和探索未知空间的重要支柱,固体火箭发动机以成本低、可靠性高等特点,常被选作推进系统,针对航天工程中火箭运载、在轨维修和精确制导等技术的需求,重点梳理了多年来美国、俄国、日本、欧洲和中国固体火箭发动机的研究进展与成果。以火箭运载和精确制导为临界点,将固体火箭发动机进行大小型区分,基于整体式和分段式的特点,列表对比了大型固体火箭发动机的长度、直径、推力等重要技术参数。沿着时间的发展主线,概述了小型单/双脉冲固体火箭发动机的工作原理、结构参数、飞行测试结果等。通过对比国内外的研究成果,揭示了国内固体火箭发动机发展的技术差距,提出了固体火箭发动机发展的关键技术。

双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究

利用Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对双脉冲固体火箭发动机的二次点火过程进行了内视研究。通过对ＲＴＲ图像的分析，弄清了隔板的打开模式以及塞子在一级燃烧室中的运动规律，运用图像处理技术还获得了塞子飞出隔板后的平均速度及塞子与喷管碰撞后的反弹速度，这些结果为这种新型发动机的设计提供了实验依据。

空空导弹多脉冲固体火箭发动机能量分配优化研究

针对多脉冲固体火箭发动机在空空导弹上的应用,以扩大空空导弹的不可逃逸攻击距离作为主要优化目标,同时考虑导弹的最远射程和末端速度,借用遗传优化算法,对双脉冲和三脉冲发动机的综合性能参数进行了优化,得到了导弹综合性能最优的发动机能量分配方案,为空空导弹多脉冲发动机的设计提供了理论依据。

一种脉冲固体火箭发动机内流场数值分析

为了研究隔离装置对脉冲固体火箭发动机的影响,文中建立了数值计算模型,针对三种隔离装置方案,进行了二、三脉冲工作状态下的三维内流场数值仿真,给出了流场物理参数分布并与试验结果验证。计算分析了隔离装置的开孔结构型式对燃烧室和隔离装置绝热层烧蚀的影响,提出了应采取的措施,计算结果可为脉冲固体火箭发动机隔离装置优化设计提供参考。

固体火箭发动机绝热层脱粘的脉冲热像检测分析

为了给红外热像法在固体火箭发动机绝热层检测中的应用提供科学依据,用数值模拟法分析了绝热层脱粘脉冲热像检测的基本规律。得到了决策参数与结构参数之间的多变量关系,并对部分检测规律进行了实验验证。最大温差和最大对比度与脱粘尺寸之间的关系,可用分段线性函数近似描述,随着脱粘尺寸的增大,最大温差和最大对比度都增加;最大温差和最大对比度与绝热层厚度的关系是非线性函数关系,随着绝热层厚度增加,最大温差和最大对比度迅速下降;钢壳厚度的增加,对从绝热层一侧的单面法检测有利。所得数据和结论为固体火箭发动机绝热层脱粘的脉冲热像检测提供了指导。

微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法，并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台．此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成．点火器采用电点火方式．对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论，提出了相应的设计原则和方法．用这种方法设计的火箭质量仅为2g，比冲在230860N·s／kg范围内，测量到的推力达到24～230mN．

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。

一种软隔层双脉冲固体火箭发动机点火冲击仿真分析

为实现对双脉冲固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火冲击过程中燃烧室全域的数值计算,搭建了1种流固耦合求解器。该求解器基于ANSYS Workbench平台,使用用户自定义函数(UDF)功能进行了推进剂点火、燃烧和加质等模型的建立以及边界条件的定义。结合动网格技术,实现了对采用隔层式隔离装置的Ⅱ脉冲燃烧室的全域数值计算。计算结果表明,Ⅱ脉冲点火冲击过程呈现典型的大变形域流动特性,同时,流场中压强、温度等属性受到推进剂燃烧、加质和隔层形变的影响作用明显;固体区域中,隔层的各形变阶段可以明显区分,推进剂直角处应力集中现象显著。

双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂试验研究

为研究双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂和应力分布规律,设计了一种端面软隔板。对隔板作预制刻痕处理,在隔板上形成多个正方形方块。刻痕的宽度及间距取决于发动机参数,隔板破裂时产生碎片不堵住喷管。进行了二脉冲点火器试验、二脉冲点火试验、双脉冲发动机两级点火试验三个阶段的隔板破裂试验,并对双脉冲发动机隔板的受力进行仿真分析。结果表明:设计隔板在发动机工作过程中及时合理破裂,仿真所得隔板破裂位置与试验结果吻合。试验隔板破裂发生在凹腔边缘处和隔板上的圆型刻痕处,在隔板表面施加预制刻痕,隔板破裂形成的碎片基本被排出发动机,且能使隔板破裂更具有规律性。隔板破裂试验研究对隔板设计有重要的意义。

双脉冲固体火箭发动机隔舱打开与破片运动过程模拟

相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱动函数,模拟燃气流对破片的连续作用力,计算得到了在不同时刻破片的空间分布规律、撞击点位置及发动机内部损伤情况,保证了破片运动过程的高保真还原。其次,为了验证仿真结果的准确性,进行了模拟二脉冲初始工况的热流试验,发现破片撞击位置及损伤程度的仿真结果与试验数据一致性较高,其中撞击位置的预示误差小于9%,试验结果充分验证了有限元模型的准确性。由此,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机金属隔舱破片运动过程的分析模型,实现了破片撞击位置及损伤程度的高精度预示。

内孔隔板脉冲固体火箭发动机隔板传热分析

采用一维烧蚀模型和二维Ansys简化模型分别对内孔隔板脉冲固体火箭发动机的隔板热载荷进行了传热分析。结果表明,两种模型下隔板内侧温度随时间的变化规律基本一致,即在初期温度变化很小,基本稳定;经过一段时间,温度开始快速爬升;隔板越厚,温度爬升的时间点越靠后,温度爬升的速率越小。不同点在于,同样厚度的隔板,一维烧蚀模型温度爬升的速率比二维Ansys模型要大,即在同样的设计条件下,采用前者的隔板安全厚度要大于后者,可为工程应用提供一定参考。

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。

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。

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。

双脉冲固体发动机铝膜隔板设计和试验研究

提出了带有刻痕的铝膜隔板及其组件的设计方法,对铝膜隔板结构进行设计数值分析和试验研究。对不同厚度和刻痕深度的铝膜隔板进行了耐压和破裂试验,并对试验结果进行了分析。研究表明,带有支架的铝膜隔板具有第一脉冲耐压,第二脉冲破裂的特性,能满足脉冲发动机隔板的要求。隔板的刻痕中心处为应变最大区域,二脉冲时铝膜隔板从中间薄弱处破裂爆开,满足定向破裂的要求。数值计算和试验都表明,刻痕处的隔板厚度一定时,二脉冲破裂压强随着隔板厚度增加而增加,而刻痕处的隔板厚度对二脉冲破裂压强大小起着决定性的作用。

多脉冲固体火箭发动机

介绍国外几种典型结构的多脉冲固体火箭发动机的发展概况．讨论该种发动机的药柱、隔离系统、点火系统、绝热层等关键技术和地面点火试验情况。