自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性试验

针对一种自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性进行了试验研究,搭建了固体火箭发动机的快烤试验平台,进行了自由装填固体火箭发动机的快烤试验,并对被试发动机的快烤试验过程和试验结果进行了分析。通过被试发动机快烤试验过程的分析,获得了被试发动机的分阶响应特性和各阶段的响应时间。结果表明,被试发动机的响应过程可划分为两次响应和三个阶段,两次响应分别为发动机点火和发动机解体,三个阶段依次为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸的分析,获得被试发动机的解体机理。结果表明,在外部加热的持续作用下,装药头部的推进剂来不及燃烧,在自分解作用下发生了装药结构破坏并点燃,导致装药燃面增大,发动机压强上升,最终导致发动机解体。

绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃特性的影响

为研究绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃响应特性的影响,针对某固体发动机建立了二维快速烤燃和慢速烤燃数值计算模型,分别对绝热层厚度为0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的发动机进行建模和仿真计算。研究结果表明,固体发动机在快烤条件下,推进剂温度达到520 K后,温升速率快速增长,自加速放热反应加剧,快烤着火温度为600 K左右;不同绝热层厚度发动机的着火位置无差别,均出现在后盖内推进剂端面边缘处;不同绝热层厚度的发动机的着火延迟时间有差别,随着绝热层厚度的增加而增加,最短为71 s,最长为103.36 s;慢烤条件下,推进剂着火温度为550 K左右,着火延迟期约为25.15 h,着火位置出现在一级装药内部,且随着绝热层厚度的增加,着火点逐渐向一级装药端面偏移。

装药间隙对自由装填固体火箭发动机快烤的影响

为研究装药间隙对自由装填固体火箭发动机快速烤燃响应特性的影响,针对某发动机建立二维烤燃数值计算模型,分别采用不同装药间隙进行计算。研究结果表明:推进剂着火时间随着装药间隙大小的增加而延长,但延长效果越来越弱;推进剂温度达到约470 K时开始发生自热反应,温度达到615 K左右时推进剂着火;不同大小装药间隙发动机的烤燃位置均发生在以推进剂端面边缘处为中心的圆形区域。

壳药间隙对自由装填固体发动机初始建压过程的影响研究

针对典型的包覆药柱自由装填固体发动机,基于内流场数值仿真,分析不同壳药间隙下的发动机初始建压过程,获得壳药间隙对发动机初始建压过程的压强分布及变化的影响规律。首先分析了发动机建压过程中不同时刻的内流场分布特性。其次分析了一定壳药间隙下的发动机初始建压过程,通过对仅点火药工作和点火药、装药共同工作工况下的燃烧室压强分布随时间的变化情况分析,获得了间隙不同位置与装药盲孔腔的压强差值随时间的变化情况。最后分析了不同壳药间隙对发动机初始建压过程的影响,通过3种壳药间隙下的燃烧室建压过程计算结果分析,获得壳药间隙对燃烧室压强平衡时间、点火最大压强差和二次最大压强差的影响规律。研究结果表明,在发动机初始建压过程中,燃烧室的总压强平衡时间、点火最大压强差和二次最大压强差均随着壳药间隙的减小而增大。

自由装填式固体火箭发动机药柱低温点火结构完整性分析

利用三维有限元方法,通过热-机耦合,分析一种自由装填式固体火箭发动机药柱从药柱固化降温到低温点火整个过程中发动机的温度场、总位移、等效应力和等效应变的变化情况,得到了固化降温和点火升压过程中药柱/壳体有无粘接两种情况下发动机的受力情况的不同,并根据最大应变能理论,分析了两种情况发动机药柱的结构完整性;得出了在温度和压强双重载荷下,模量、泊松比、药柱/壳体粘接高度等参数对发动机药柱结构完整性的影响规律,表明该型发动机药柱/壳体粘接高度不宜超过40 mm。

自由装填装药固体火箭发动机点火冲击研究

大部分反坦克导弹采用自由装填装药固体火箭发动机作为动力装置。这些导弹在发动机点火瞬间出现了与人们经验思维相背的后坐现象,且因后坐过载量值较大致使部分弹载部件失效,造成飞行试验失败。为了解释这种"异常"现象,研究后坐过载量值与哪些因素有关。文中开展了机理分析,建立了分析模型,进行了计算分析,并与相关试验结果对比,形成了结论性意见和建议,期望达到指导该类型发动机点火具设计以及弹载易损部件缓冲设计的目的。

自由装填固体发动机快烤径向传热分析

基于自由装填固体火箭发动机的快烤试验结果,对发动机快烤第一响应阶段的径向传热进行了数值计算分析。结果表明,发动机温度分布受外部高温流场的影响,呈两侧受热多、底部受热少、上部受热最少的非均匀分布形态;直至发动机第一响应阶段结束,侧方外层推进剂的温度为397 K,底部外层推进剂的温度为359 K;推进剂在快烤30 s后开始进入温度稳定上升阶段,侧方外层推进剂的温度稳定上升率为1.55 K/s,底部外层推进剂的温度稳定上升率为1.09 K/s;推进剂内表面不具备自发点火的温度条件,这说明快烤过程中的径向传热并不是导致发动机自点火的主要因素。

固体火箭发动机喷管模态分析

针对某固体发动机喷管结构 ,建立计算模型 ,给出了用大型特征值问题求解的子空间迭代法。并对某喷管整体结构进行了自由振动和模态分析 ,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。

专利介绍（二）——专利名称：一种炮弹用固体火箭发动机药柱的装填工艺

一种炮弹用固体火箭发动机药柱的装填工艺，将发动机药柱的贴壁浇注工艺和自由装填工艺的优点有机地结合起来的，通过在发动机药柱侧面与发动机壳体之间注入填充剂，解决了贴壁浇注工艺和自由装填工艺分别生产的固体火箭发动机药柱在炮射过程中抗过载能力低的技术问题，使发动机具有一致性好、可靠性高、装药量大的优点。

一种自由装填发动机热匹配失效机理研究

为解决某固体发动机试验爆炸问题,通过对自由装填式发动机热匹配失效模式的机理的研究,建立了失效模式的仿真模型,对该机理产生过程、影响因素及变化规律进行仿真分析,并通过地面热试车试验对失效机理和仿真情况进行验证。结果表明:该失效模式分析、仿真、验证合理。

小型固体火箭发动机的点火与初始压力峰

本文主要研究小型固体火箭发动机高温初始压力峰形成的原因,提出了预估点火压力峰的具体方法,讨论了消除或降低高温初始压力峰的具体措施,这些研究对进一步改进固体火箭发动机的设计和提高发动机的综合性能有一定的实用价值。

一种自由装填发动机热匹配失效模式试验方法研究

针对一种自由装填式固体发动机热匹配失效模式进行了试验验证方法的改进研究,通过增加压差传感器,有效减小了传统试验方法测量精度产生的影响,证实了发动机工作过程中包覆套内外压差的存在,有力支撑了热匹配失效模式机理研究结果。

一种通用水平装填车研制项目

水平装填车是火箭冷发射技术的重要保障产品,主要放置于技术阵地厂房,通过对固体火箭、发射筒等各方向自由度的调整,实现固体火箭与发射筒的对中、对接,并利用动力单元将固体火箭装入发射筒或从发射筒内退出。

气—固两相自由射流的粒子仿真方法

采用粒子仿真方法直接跟踪颗粒相运动轨迹 ,采用NND格式求解NS方程 ,数值模拟了气—固两相自由射流流场。计算结果表明 ,将粒子仿真与CFD方法相结合是研究气—固两相流动问题的有效途径。

小开口壳体自由药柱固定

某小型战术导弹固体火箭发动机采用满装填端面燃烧药型,由于结构限制导致无法实现药柱自由装填,药柱必须在壳体内浇注成型。针对此特殊情况,绝热层设计了隔片结构,较好地解决了药柱的轴向及周向定位问题,并有效地控制了药柱与壳体绝热层内壁的间隙。

随机轴向冲击下粘弹性药柱动力响应的数值模拟与分析

建立了自由装填固体发动机三维模型,并基于药柱的积分型粘弹性本构关系对三维模型进行了有限元方法分析。研究过程利用随机冲击响应分析,分别讨论了飞行过程和级间分离工况下的动载荷历程,得到了自由装填固体火箭发动机及药柱的应变分布结果和危险部位。结果表明,发动机整体可靠性取决于药柱中端强度,设计过程中要综合考虑药柱形态及安装方式。所得结论和分析方法为自由装填发动机设计提供了有益参考。

新型大(全)开口棘刺连接复合材料壳体结构设计与研究

针对自由装填或分段式固体火箭发动机复合材料壳体轴向连接高压承载问题,提出了一种新型大(全)开口分段式棘刺连接复合材料壳体设计方案及计算方法,并开展了某大开口棘刺连接复合材料壳体结构设计、仿真分析与试验验证。结果表明,35 MPa下测点实测应变值为1163.9με,对应仿真计算结果为1162.5με;测点1’应变实测值为816.77με,对应仿真计算结果为816.07με,仿真计算与试验结果非常吻合,证明大开口复合材料壳体接头采用棘刺结构实现壳体之间的连接、力的传递是完全可行的,但需注意棘刺连接接头厚度由后向前需逐步变薄过渡变化、棘刺根部应有过渡圆角,以减少应力集中;同时,外层纤维缠绕层间应有碳布补强,以增加刺孔部位的挤压强度与环向强度。