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。

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。

火箭发动机试验台贮箱清洗装置设计与仿真

基于目前火箭发动机试验台贮箱清理需求,设计一套基于超音速气液混合清洗的贮箱多余物循环清洗系统,主要包括介质供应系统、管路伸缩系统、清洗机构三大部分,清洗机构的核心是超音速喷嘴,通过合理设计和仿真验证,确保喷嘴在清洗过程中能够产生足够的动力以实现清洗效果。该装置具有360°清洗能力,能够实现对贮箱内壁面的全覆盖清洗,并且能够适应不同尺寸容器清洗,降低成本,提高效率,为试验系统多余物防控提供有效的解决方案。

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。

兼容火箭推进剂的燃料电池混合能源系统

针对使用液氢/液氧的重型火箭发动机上存在氢氧蒸发气体无法有效利用的问题,提出了一种与火箭推进剂兼容的氢氧燃料电池混合能源系统设计方案。混合能源系统以满足负载使用需求为主要目标,综合考虑氢氧燃料电池效率和锂电池使用寿命,制定了混合能源系统的控制策略以及混合能源系统评价函数。基于MATLAB的仿真分析结果表明,在火箭上使用混合能源系统比单一的锂电池减重约940 kg,系统比能量提高约214.5%,且可以与箭上生命保障、环境热控系统相结合,具有广阔的实际应用前景。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。

高含铝推进剂低压固体火箭发动机尾流场复燃数值模拟与实验研究

为研究高含铝推进剂低压固体火箭发动机的尾流场特性,利用流体计算软件Fluent,采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高含铝固体推进剂低压发动机尾流场复燃进行了数值模拟和实验研究。结果表明:低压下高含铝固体推进剂羽流复燃时,温度分布呈现"双峰"的现象,第一温峰是纯气相燃烧形成的,第二温峰是铝粒子燃烧形成的;且铝粒径越小,第二温峰出现的位置离喷管越近,铝粒子温度越高,最高可达1124K;燃烧室压强越高,第二温峰出现的位置离喷管越远。发动机试车试验中也出现"双峰"的羽流温度场,且测得粒子最高温度为1141K,与模拟结果吻合较好。

固体火箭发动机模态分析中的推进剂建模研究

应用有限元软件Marc建立了某固体发动机有限元计算模型,对其中难以用有限元模型准确描述的推进剂,采用了两种简化建模方法。一种是仅仅考虑推进剂质量,忽略其刚度等属性,将推进剂简化为均匀附加在发动机壳体有限元模型节点上的集中质量;另一种是将推进剂作为几何实体,考虑其质量和刚度,建立推进剂实体模型。模态计算结果与试验比较表明:推进剂的壳体节点集中质量模型,能较好地模拟发动机的弯曲特性,由于忽略了推进剂刚度,对于呼吸振动特性的模拟不太理想;相比之下,推进剂的实体模型,由于同时考虑质量和刚度,对弯曲和呼吸振动特性的模拟较好一些。计算还表明,要逼近高阶振型,需要将推进剂弹性模量修正得更高一些。

固体推进剂空气涡轮火箭发动机的非设计点性能研究

为了简化控制系统和节流装置,采用涡轮进口富燃燃气流量为常数的调节计划,建立了固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR)的非设计点计算数学模型。分析了不同设计点涡轮进口富燃燃气流量对SPATR性能的影响,确立了设计点富燃燃气流量选择的方法。计算了SPATR的非设计点性能。结果表明,所建数学模型合理、可行,能满足SPATR在不同高度和速度下飞行任务的需要。

复合推进剂固体火箭发动机喷流流场数值模拟

采用CEA(Chemical Equilibrium with Applications)计算复合推进剂化学平衡组分及喷管入口参数,随后通过FLUENT对固体火箭发动机喷管-尾喷焰流场进行了一体化数值仿真。采用时间推进法及AUSM空间离散格式数值求解二维轴对称Navier-Stokes方程组,采用k-ε湍流模型模拟喷流与环境大气的掺混,并考虑了H2、CO、HCl在喷流流场中的二次燃烧,运用拉格朗日方法模拟Al2O3颗粒与喷流的相互作用。计算在不同高度和马赫数下展开,给出了不同情况下的流场分布。结果表明,H2、CO、HCl的二次燃烧对喷流流场影响显著;随着高度的增加,喷流流场影响域扩大;随着来流马赫数增加,喷流流场波节数降低。

低温推进剂火箭发动机循环预冷试验研究

以液氮为工质 ,进行了低温推进剂火箭发动机循环预冷的试验研究。通过对试验系统的简单改变 ,以及操作步骤的不同调整 ,按回流管有无绝热、泵壳外覆盖不同厚度绝热层、回流管出口在贮箱液面以下或贮箱液面以上的各种组合 ,共进行了 6个状态的试验。通过试验 ,从原理上验证了自然循环预冷是可行的。同时 ,对循环预冷的一些影响因素进行了分析 ,并得到相关的结论 。

固液火箭发动机推进剂组合能量特性分析

对固液火箭发动机常用燃料和氧化剂进行了总结,计算了常用推进剂组合的能量特性。在常用的推进剂组合中,燃料HTPB(端羟基聚丁二烯)、Paraffin(石蜡)和PE(聚乙烯)分别与同种氧化剂组合后的能量性能较接近,氧化剂LOX(液氧)与燃料组合后的真空比冲较高,98%H2O2与燃料组合后的密度比冲较高。对HTPB基燃料中加入添加物对发动机性能影响的单因素分析和正交试验设计表明,Al、AlH3、AP、B 4种添加物均使发动机最佳氧燃比值减小,AlH3对真空比冲的提高作用最显著,Al对密度比冲的提高作用最显著,各种添加物间的交互影响作用不明显。

液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化。计算采用标准k-ε双方程湍流模型及气-固耦合算法。结果表明:推力室燃气侧壁面的温度和热流密度的最高点均发生在喉部附近,喉部横截面固体区域最大温度梯度靠近燃气,喉部附近氢气在垂直主流方向的截面上产生了二次流。气固耦合面最大热流密度及最大对流换热系数同样位于推力室喉部附近。

战术导弹固体火箭发动机推进剂发展综述

分析了战术导弹固体火箭发动机推进剂发展历程中的表现出的特点,介绍了现阶段固体推进剂的种类和技术要求,从纳米推进剂、微烟推进剂、钝感推进剂、高燃速推进剂、胶凝推进剂和低成本推进剂等方面阐述其关键技术及发展。

低温推进剂火箭发动机循环预冷方法研究

预冷是低温推进剂火箭启动前的一个重要操作。目前国内外使用的预冷方式主要有排放式预冷和循环预冷。我国在氢氧发动机上一直使用的是排放式预冷。与排放式预冷相比 ,循环预冷能使射前操作和地面设备得到很大程度简化 ,因此 ,开展循环预冷研究十分必要。通过预冷耗液和稳定状态下的自然循环计算对循环预冷进行了理论分析。耗液计算以经典热力学理论为基础 ,循环计算应用了数值方法。数值计算中 ,以一维均匀两相流模型为基本模型。最后 ,通过模拟试验对计算进行了验证。得到循环预冷优于排放式预冷的结论 。

液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析

本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室)

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．

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。