点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响

为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。

固体小运载火箭发动机的现状及发展趋势分析

小卫星的兴起和"空间快速响应"技术的迅速发展为采用固体发动机的小型航天运载器提供了崭新的发展空间。大直径固体发动机是固体小运载实现的技术途径。总结和分析了国外固体小运载火箭发动机的发展历程和分布,详细阐述了固体小运载发动机的技术特点,总结固体小运载发动机的发展趋势,并分析了不同国家和地区发展固体小运载发动机的技术路径,以期对国内小型运载火箭的固体动力方面研究提供一定的参考。

模拟来流参数误差对固体冲压发动机地面试验结果影响的评估

在固冲发动机地面试验中,模拟来流误差对试验结果有很大影响,开展相关影响评估研究具有重要的理论意义和工程价值。基于一维气动理论,结合某试验固冲发动机,采用小偏差方法评估模拟来流误差对试验结果的影响,给出了发动机性能参数对模拟误差的敏感系数和小偏差方法的适用范围,提出了一套较完整的考虑模拟误差的固冲发动机性能计算方法和固冲发动机地面直连试验时总压总温调节控制精度计算方法。

装药尺寸及结构对HTPE推进剂烤燃特性的影响

利用自行设计的烤燃实验装置,对HTPE推进剂小尺寸烤燃试样分别进行了升温速率为1、2℃/min的烤燃实验,以此为基础,建立了小尺寸烤燃试样和固体火箭发动机的三维计算模型,利用Fluent软件分别对两者不同升温速率下的烤燃行为进行了数值模拟计算,研究了小尺寸烤燃试样与固体火箭发动机的装药尺寸及结构差异对HTPE推进剂烤燃响应特性的影响。结果表明,HTPE推进剂的烤燃响应时间、响应温度随升温速率的变化趋势与装药尺寸及结构无关,但响应时间和响应温度的绝对值与装药尺寸及结构均有很大关系,升温速率为3.3℃/h(0.055℃/min)时,小尺寸烤燃试样的响应时间为40.3h,响应温度为158℃,而固体火箭发动机响应时间为28.83h,响应温度为120.13℃。推进剂装药尺寸及结构对烤燃点火位置有明显影响,进而影响到烤燃速度范畴的区分,小尺寸烤燃试样慢烤升温速率不大于2℃/min,而固体火箭发动机慢烤升温速率为小于0.5℃/min。因此,对快速、慢速烤燃的严格划分,必须结合装药尺寸、装药结构及推进剂种类等因素进行。升温速率对固体火箭发动机存在热积累临界位置效应,本研究条件下影响热积累临界位置的升温速率为0.5℃/min。

实飞项目为牵引的飞行器专业人才培养模式探索--以小型固体火箭实践教学为例

小型固体火箭实飞项目是培养和训练空天专业学生实践能力的重要平台及有效途径,针对目前航天领域对学生实践能力的需求,开展了以小型固体火箭实飞项目为牵引的飞行器专业人才培养模式的探索,并分析了实飞项目教学面临的实践条件、课程设计和组织实施等方面的问题与挑战,进一步介绍了教学团队在课程设计、课程高阶性和课程改革等方面的探索。从两轮教学实践可看出,实飞项目提升了学生的兴趣和积极性,培养了其创新实践能力,完成了若干新技术的飞行验证,以期为培养高层次飞行器专业科技人才提供重要的参考和支撑。

一种基于多目标协同策略的多学科集成设计数据流解耦方法及应用

为扩展传统工作流引擎的解耦能力,消除多学科设计过程中的数据流解耦,提出基于多目标协同的数据流解耦策略,并设计了数据流解耦器。为了提高集成设计软件和学科模型的可重用性,该方法从协同设计方法框架出发,对其建模过程进行了改进,在不改变各子学科设计模型的基础上,通过应用聚类方法对各学科设计结果进行分析,并增加了多目标满意度判断函数,以期获得合理的设计结果。通过在小型固体火箭总体设计中的应用,表明扩展后的数据流引擎能够实现多学科设计问题的过程解耦控制,并能够获得设计问题的全局可行较优解,从而弥补了传统工作流方法对多学科耦合设计过程管理的不足。

基于预测-校正的固体小火箭密封圈压缩量在线测量方法

针对固体小火箭装配过程密封圈压缩量在线测量过程中因初始点判断错误而导致测量结果错误的问题,提出了一种基于预测—校正的方法来测量密封圈压缩量。基于预测—校正的测量方法主要包含两个步骤:首先,利用拧紧扭矩系数来预判密封圈压缩的初始点,并记录压缩量和扭矩值序列;然后,在扭矩加载完成后,对此前的压缩量和扭矩值序列进行倒序校正,以此来确认密封圈的压缩初始点,根据确认后的初始点来计算密封圈的压缩量。实验结果表明,该方法的测量精度和可靠性都满足工程化应用的要求。

用于固体小火箭自动化装配的夹持装置改进

手动装配固体小火箭采用一种产品使用一套工装的方式,导致夹具规格多,更换麻烦,无法直接移植到自动化装配设备上。在分析所有型号火箭外形结构条特点的基础上提出了一种夹持火箭壳体的改进方案。工艺试验表明,改进后的通用夹持系统可以满足所有火箭的装配并且将工装由40多种减少到10余套,减少了约75%。

某分离用固体小火箭工作故障分析及设计改进

为解决某分离用固体小火箭在高温55℃环境试验中,出现壳体失强与较高点火压力峰的问题,分析了发生该工作故障的可能原因。通过对装药结构及挡药板结构进行改进设计,以期扩大燃气通道;通过对点火药盒结构进行改进设计,并调节点火药药量,以期降低点火压力峰值。验证试验表明,改进措施切实有效,点火压力峰值满足设计要求,提高了小火箭工作的可靠性与安全性。

基于扩张状态观测器的小型固体火箭控制系统设计与验证

以自研小型固体火箭为对象,基于扩张状态观测器,对三通道姿态控制器进行了设计及验证。建立了以攻角、侧滑角和滚转角为控制目标的积分链状态空间模型;结合扩张状态观测器,应用极点配置法对三通道姿态控制器进行了鲁棒设计;通过数值仿真和半实物仿真,结合拉偏分析,对控制器设计进行校核,证明了设计的有效性和鲁棒性;通过飞行试验验证了控制器性能,跟踪结果符合仿真分析,基本无延时、无静差,证明了该方法的可行性和工程应用价值。

小型固体火箭发动机一维非定常内弹道数值模拟

应用CE/SE方法对小型固体火箭发动机内流场进行一维数值模拟。对燃烧室和喷管进行了一体化处理,得到了燃烧室以及喷管处的压力、温度以及马赫数的变化。结果表明,小型固体火箭发动机工作初期通道内压力振荡上升,且振荡次数随着堵盖打开压力的增加而增加;堵盖打开后通道内高温燃气峰逐渐退移至喷管收敛段,发动机头部压力大于其他位置压力,在装药末端存在微弱波动。

固体运载器在航天领域的地位及作用

结合我国固体发动机的实际水平，讨论了发展小型固体运载器的现实性、可行性以及可达到的运载能力，并根据当前世界空间技术发展动态，简述了固体技术在我国航天领域的地位及作用。

推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究

为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。

小型旋转固体火箭发动机工作性能研究

通过建立考虑侵蚀燃烧效应的固体火箭发动机内弹道模型,计算发动机内弹道压力时间曲线,将此压力数据作为初始压力输入值,利用FLUENT仿真软件对带有平直段的喷管内的流场进行仿真计算,确定喷管是否实现超音速流场。最后进行小型旋转固体火箭发动机静态和动态性能测试,测试结果表明,发动机转速达到19 000r/min,满足工作需要。