固体发动机实际成型药柱燃面退移快速算法

针对固体发动机电子计算机断层扫描(CT)图像数据具有伪影噪声的问题,和实际成型药柱燃面粗糙度大、退移计算难度大的问题,提出一种CT数据的快速最小距离函数(CTFMDF)法。固体火箭发动机CT图像中存在伪影噪声,采用非均值滤波(NLM)算法对CT图像进行去噪处理,采用Scharr算子对去伪影后的图像进行Canny边缘检测,提取装药燃面。最大类间方差(OTSU)算法将装药分离,并建立三维装药体数据模型,对燃面数据建立多个并行K-d树,快速检索出装药到燃面的最小距离。实验结果证明:对于不同的装药结构,可以完成任意燃去厚度时的燃面位置,且CT-FMDF法运行时间更短。基于CT实测数据,对于带有初始燃面缺陷的装药,可计算出燃烧时缺陷对燃面的影响。

考虑燃面退移的固体火箭发动机仿真模型生成技术

装药、结构、流场域、声场域等多物理场模型是用于固体火箭发动机设计的重要仿真模型。构建大量不同燃面退移距离下的多物理场模型存在人工操作易错、效率低的问题。为快速批量化地获得不同燃面退移距离下固体火箭发动机的多物理场文件,基于Creo软件平台,采用自上而下的建模理念,对固体火箭发动机参数化建模,利用装药的特征造型方法,对燃面退移进行追踪;并对Creo平台进行二次开发,实现用户输入命令即可实现仿真模型的自动再生、导出等功能。利用所提出的仿真模型生成标准流程以及辅助设计应用程序,为火箭发动机设计人员提供了一种高效的建模思路,简化了烦琐的重复性工作,降低了人工操作错误的可能。

基于水平集方法和最小距离函数法的复杂装药燃面退移问题研究

利用水平集(Level-set)方法和最小距离函数(MDF)方法,对固体火箭发动机装药燃面退移问题进行研究。基于Level-set方法和MDF方法的相互耦合,建立了一种可以准确预测固体推进剂装药燃烧表面退移的方法;对不同几何药型、不同燃速组合推进剂装药及带侵蚀效应的装药进行计算分析,其结果表明,该组合方法及所采用的网格界面分割和几何重构计算燃面面积的思想,在预测固体推进剂装药燃面瞬态退移问题上具有良好的适应性和较高的可信度。

星孔装药燃面退移图象显示中的特殊问题

介绍了采用双三次均匀B样条曲面法构造星孔装药燃面退移图象中，夹直纹面的曲面；具有脊线曲面的反算拟合；燃面拟合的边界条件及曲面加密网格的求解等特殊问题。

聚甲基丙烯酸甲酯在固体燃料冲压发动机中的燃面退移速率影响因素研究

采用数值计算与实验研究相结合的方法,对聚甲基丙烯酸甲脂(PMMA)在固体燃料冲压发动机中的燃速影响因素开展了研究。重点分析了来流空气质量通量和固体燃料装药内径对PMMA燃料平均燃速和局部燃速的影响。研究表明:固体燃料表面的温度、热流密度和局部燃面退移速率沿轴线方向均呈现先逐渐增大后逐渐减小的趋势,极值出现在回流区末端的再附着点附近;固体燃料表面的局部燃面退移速率随装药内径增大而减小,但随空气质量通量的增大而增大;燃料平均燃速与来流空气质量通量呈幂函数递增关系,与固体燃料装药内径呈幂函数递减关系;数值计算和实验得到的影响变化规律吻合较好,但计算值比实验值稍微偏高,最大误差不超过10%.研究结果对固体燃料冲压发动机燃烧室的优化设计具有重要的参考价值。

固体火箭发动机点火试验燃面退移最优重建方法研究

为了在固体火箭发动机点火试验中实际测试过程仅能够获得有限的燃面投影数据背景下,实现燃面退移图像的最优重建,一方面在ART算法基础上采用最小化图像全变分约束技术,以提高图像边缘重建质量;另一方面在获取的初步微波CT成像场的磁力线路径基础上,通过电磁场的传播规律增加磁力线路数,以增加成像信息量,从而得出不同直径固体火箭发动机燃面退移最优重建图像;经仿真实例得出了不同直径燃面在应用此最优重建方法得出的图像结果与实际数值之间的误差小于1 mm,符合重建要求,验证了固体火箭发动机点火试验燃面退移最优重建方法的有效性。

基于微波CT的固体火箭发动机燃面退移动态测试方法研究

现有的X射线、超声等无损检测技术受检测工艺、设备安装、检测效率等限制,无法实现固体火箭发动机燃面退移过程的动态测试需求.本文研究了一种微波CT检测燃面退移的方法.根据微波CT成像原理,将天线等角度间隔分布于固体火箭外壳表面,建立燃面退移变化的数学模型.考虑到微波是以曲线形式传播的,不能使用传统的射线CT重建的直线投影矩阵刻画方法.因此根据微波传播路径,完成微波CT重建的投影矩阵刻画,并根据各个微波天线测量值,利用改进的ART-TV算法重建燃面退移变化的动态图像.仿真结果表明,本文研究的微波CT成像方法可以有效表征固体火箭发动机燃面退移变化,并且利用改进的ART-TV算法重建得到的直径为39~159 mm的燃面重建误差小于1 mm,可为后续实验测试系统的设计及验证提供理论支撑.

固液混合发动机燃面退移速率提升途径研究进展

从经典的燃烧边界层理论出发,通过对高分子聚合物燃面退移速率理论表达式的讨论分析,提出降低固体燃料热分解气化所需热量和强化高温燃气向燃面传热均是燃面退移速率提升的技术途径,进而从燃料配方优化、燃气流动优化和采用液化燃料三个方面综述了国内外在燃面退移速率提升方法上所做的有益尝试,并对这些方法的优缺点进行了评述,可为后续燃面退移速率提升技术研究提供必要参考。

MA/HTPB/石蜡燃料燃面退移速率测试方法及调节研究

自行搭建了Φ50mm固液混合发动机实验系统,用于燃料燃面退移速率的测试及燃料筛选;表征了称重法求燃面退移速率的可靠性,尝试了中断燃烧法求燃料燃面退移速率公式的技术;研究了AP/TBF和纳米铝粉对MA/HTPB/石蜡燃料燃面退移速率的影响。实验结果表明:本实验系统用于测定燃料的燃面退移速率可行,误差低于5%;中断燃烧法可快速、经济、真实地获得燃面退移速率公式;AP/TBF和200nm Al均可大幅度提高MA/HTPB/石蜡燃料的燃面退移速率和密流指数n。气氧的密流Gox=150kg/(m2·s)时,含AP/TBF燃料的燃面退移速率比基础配方提高0.319mm/s,增幅为25.2%;含5wt%200nm Al燃料的燃面退移速率增加0.188mm/s,增幅为14.9%。

基于动网格的装药燃烧的燃面退移仿真

为了研究某型弹射器燃烧室装药在燃烧过程中的变化特性,以Fluent软件为计算平台,运用加质源项技术和动网格技术,采用UDF编译来实现燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入,在装药燃烧燃面退移的过程中,通过DEFINE_GRID_MOTION宏定义燃面的变化规律,结合k-ε两方程湍流模型对装药的非稳态燃烧过程进行三维数值仿真。计算得出了装药燃面推移图像,分析了燃烧室内的流场状态变化、燃气在燃烧室内的传播规律,并分析了减面燃烧对弹射器燃烧室内压强的影响。研究表明,该方法能够成功地求解装药燃烧的非稳态过程,较好地仿真燃面退移过程,所得结果可以为弹射器燃烧室的性能研究和结构设计提供理论依据。

单脉冲固体姿态控制发动机内流场与燃面退移耦合数值模拟

为解决单脉冲固体姿态控制发动机内流场与推进剂燃面退移耦合的问题,给出了耦合方法的理论基础,建立了基于动网格的双向耦合模型。采用面偏移法处理燃面退移过程,利用网格平顺与网格重建技术优化网格,解决网格变形问题;通过松耦合方式进行耦合计算。针对PAC-3增程拦截弹使用的单脉冲固体姿态控制发动机,进行了内流场与推进剂燃面退移耦合数值模拟,得到了该发动机内弹道特性曲线及其它性能参数。结果表明,PAC-3单脉冲固体姿态控制发动机仿真结果与相关实验结果吻合较好,计算得到燃烧室压强最大相对误差为3.96%。面偏移法能够有效追踪推进剂燃面,建立的耦合方法能够对内流场与推进剂燃面退移耦合过程进行准确稳定的模拟,为单脉冲固体姿态控制发动机多物理模型耦合模拟提供了有效的解决方案。

UG二次开发实现药柱燃面退移自动化

文中提出了一种三维药柱燃面退移计算近似算法,并用UG软件的二次开发功能执行此算法,达到了快速准确的获得药柱肉厚-燃面曲线的目的。UG二次开发通过MFC和UGAPI函数交叉使用实现,MFC制作对话框界面,UGAPI函数执行燃面退移算法。最后以某型号发动机装药为例,运用此方法和传统方法对比,验证了该方法的正确性和高效性。

固液发动机燃面退移控制因素分析

为获得固液发动机固体燃料燃面退移的控制因素和机理,开展了数值仿真和试验研究。建立二维轴对称计算模型,考虑燃料与氧化剂的混合燃烧和流动过程,计算得到了固液发动机工作过程中的温度、压强、速度和组分的分布,以及不同时刻固体燃料的燃面形貌。仿真与试验结果的对比证明了计算方法的有效性。结果表明:固液发动机的燃面呈现显著的非平行退移特征;燃烧室压强对燃面退移不均匀性的影响可忽略;控制燃面退移的主要因素是燃气传向固体燃料表面的热流密度,燃料表面的温度变化是宏观表现。在靠近喷嘴位置,燃面退移的热量传递主要受燃烧反应过程控制,而靠近喷管处燃面退移的热量传递主要受燃气流动过程控制。研究为固液发动机的装药优化设计和高效燃烧组织提供了理论依据。

固体火箭发动机药柱几何燃面退移仿真及程序实现

介绍了固体火箭发动机装药几何燃烧的一种仿真方法,应用3DStudio MAX造型,通过软件将3D文件转成C++程序语句导入OpenGL,使用OpenGL应用程序编程计算,可以模拟出燃面推移过程,得到模型分析数据计算出药柱的几何质量特性,给出了方法的基本原理和程序的说明,并给出了算例。

石蜡基燃料固液混合发动机燃面退移过程预示方法

与传统固液混合发动机燃料相比,石蜡基燃料的液滴“夹带”机制对固液混合发动机燃料表面的“阻滞”效应存在缓解作用,有效提高了燃面退移速率。通过引入吹风系数加权因子表征了该缓解作用,建立了石蜡基燃料燃面退移过程预示方法,为阐述石蜡基燃料的燃面退移过程提供了理论基础。结果表明,当吹风系数加权因子n=0.4时,该方法的预示结果与实际测量值最为接近;石蜡基燃料“夹带”机制可以极大提高固体燃料燃面及附面层内的吸热量,缓解了“阻滞”效应,但使得燃气向燃面的辐射换热热流减弱;随着燃面退移,固液混合发动机燃料表面的“阻滞”效应逐渐减弱,石蜡基燃料“夹带”机制对于“阻滞”效应的缓解作用,随着该效应自身的减弱也逐渐减弱。

基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算

基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。

外侧面燃烧固体燃料冲压发动机燃烧室流场的数值研究

为研究外侧面燃烧固体燃料冲压发动机燃烧室流场及燃面退移速率的特点,在Fluent平台上完成了内孔、外侧面燃烧SFRJ的燃烧室内燃烧流场的数值计算。在所涉及的工况中,计算结果表明:外侧面燃烧的SFRJ中,再附着点之前,燃面退移速率较大,来流空气质量流率150g/s,总温600 K时,最大燃面退移速率比内孔燃烧增大43.5%;再附着点之后,燃面退移速率快速减小;随着来流空气总温的减小,固体燃料末端的燃面退移速率开始沿轴向增大;随着来流空气质量流率的增大,燃面退移速率开始增大的位置不断前移,而其增大速率不断减小;因大部分区域内燃面退移速率较小,导致其平均燃面退移速率比内孔燃烧减小21.9%至40.5%;外侧面燃烧的推力比内孔燃烧的小,但比冲相差不大;补燃室及喷管表面处流场温度比内孔燃烧低500~1000 K。

聚乙烯在固体燃料冲压发动机中燃烧特性的数值研究

为准确模拟聚乙烯在固体燃料冲压发动机中的燃烧状态,估算了乙烯-空气两步反应中,相关组分的粘性、导热系数随温度的变化,并进行多项式拟合;同时使用UDF进行质量、动量、能量添加。数值计算的结果表明:燃面退移速率的计算误差不超过11.3%,其变化规律与已有实验相同;补燃室温度的误差不大于5.2%;补燃室温度随来流空气质量流率的增大而减小;高来流空气总温或低来流空气质量流率的工况下,燃料充分燃烧所需的补燃室更长;几何相似,其它条件相同时,小尺寸发动机内流场传向燃料表面的热流密度更大,燃面退移速率更高。

PE在固体燃料冲压发动机中的燃烧特性实验研究

为研究聚乙烯（PE）在固体燃料冲压发动机（SFRI）中的燃烧特性，在不同来流空气质量流率和突扩比条件下进行了SFRJ直连式实验研究。得到不同实验条件下燃烧室压强、补燃室压强、补燃室温度随时间的变化规律以及固体燃料平均燃面退移速率、当地燃面退移速率等重要实验数据。研究结果表明，sFRJ工作过程中燃烧室与补燃室存在压强差，约为0．01—0．02MPa；来流空气质量流率增大，补燃室温度降低；增大突扩比有利于提高补燃室温度；固体燃料平均燃速随着突扩比、来流空气质量流率的增大而增大，且与突扩比呈线性函数关系，与空气质量流率呈幂函数关系。

固体燃料冲压发动机推力平稳性及飞行稳定性分析

分析了固体燃料冲压发动机中燃面退移速率的影响因素,建立了燃面退移速率仿真模型。在此基础上,建立了固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型。采用该模型对固体燃料冲压发动机超音速巡航导弹的推力平稳性和飞行稳定性进行了分析。分析结果表明,选择适当的发动机设计参数能确保推力随时间的变化最小;发动机能根据巡航导弹飞行高度和速度的变化进行调整,使巡航导弹维持在设计点飞行。