鱼雷动力系统技术特点研究及趋势展望

在热动力鱼雷领域,燃气轮机及空间传输机构的活塞式发动机(如斜盘发动机、摆盘发动机及凸轮发动机等)有着较好的应用前景。火箭发动机虽然能提供较高的航速,但由于燃料消耗速度较快,致使总射程较短;而在电动力鱼雷领域,除了提高蓄电池的能量密度之外,针对新型电机的开发进程也在持续进行中。由于发动机的运作过程会受水下背压影响,更倾向于将热动力鱼雷用于攻击水面舰船;而电动力鱼雷由于隐蔽性较好,且潜航深度较深,更利于潜艇使用或进行反潜攻击。鱼雷在海防事业中起到的重要作用,两类鱼雷都将持续得到广泛应用,技术研究依然有着较高的必要性。

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。

固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究

为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。

发动机镀镉螺栓连接件的失效分析

对一种固体发动机安全机构上的螺栓连接失效件断口进行了扫描电子显微镜、金相组织、化学成分和Ｘ 射线微区元素分析。基本查明该螺栓件失效断裂原因，由于钢制螺栓在镀镉之后，低熔点金属镉从螺纹根部缺陷处渗入到基体内部引起晶界脆化。在应力的作用下导致螺栓件失效断裂。

液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅应用研究

介绍了液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅的各种结构,简要叙述了空气吹风模拟试验研究方法与研究结果。利用Fluent软件对燃气弯管内流场进行了数值模拟,分析其流动与压力分布。建立了发动机整流栅声学特性的计算模型,采用变步长四阶龙格-库塔数值逼近方法计算声导纳,并对整流栅抑制高频燃烧不稳定性的机理进行了初步探讨。结果表明,整流栅除了影响燃气入口总压的均匀性之外,还可起到抑制高频燃烧不稳定性的作用。

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动,计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法,并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30.4%,显著提高了氧腔压力均匀性,进而可以大大提高燃烧效率。

推力室多孔面板发汗冷却试验研究

为了研究液体火箭发动机推力室喷注器多孔面板发汗冷却特性,以缩比推力室挤压热试验的形式开展了多孔面板发汗冷却特性研究,试验采用常温气氢对喷注器多孔面板进行发汗冷却。发汗冷却试验共进行5次,燃烧室压力为3.9～7.6 MPa,燃烧室氢氧混合比为2.8～7.2。研究结果表明在本试验研究状态下面板燃气侧温度为680～830 K,总结了推力室多孔面板渗透率与压降的工程关系式。

16Mn钢板的烧蚀研究

针对目前计算机不能对固体火箭发动机尾焰产生的烧蚀效果进行仿真的现状,对扩压器常用材料16Mn钢板进行烧蚀试验。结合试验情况,对沟槽及不连续凹坑的产生机理及Al2O3粒子的影响进行分析,并得出16Mn钢板在此试验条件下的烧蚀率。

推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析

为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性,采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算,计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明,选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度;孔隙率一般在0.1～0.2为宜;随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降,燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。

固体火箭发动机燃气导流片导转特性分析研究

在固体火箭发动机喷管内采用燃气导流片技术,可以使火箭绕其纵轴旋转。文中建立了喷管内燃气导流片流场数值分析的数学和物理模型,通过数值仿真分析了导流片产生导转力矩的原因及其结构参数对火箭导转特性的影响,并采用高速旋转试验和外弹道飞行测试试验结果与理论计算结果进行比较,结果表明火箭最大转速的理论计算结果和试验结果一致性较好,从而验证了燃气导流片数值模型的可靠性。

阻力板在双轨橇车速度调节中的应用

针对双轨橇车高速回收时水阻力过大易导致橇车损坏,和低速回收时水雾易导致被试品损坏的问题,提出了将阻力板技术应用于双轨橇车速度调节的方法,提高了橇车和被试品安全性。高速双轨橇车回收时,在橇车滑行段,张开阻力板,降低橇车入水速度,减小双轨橇车入水时水阻力,降低橇车后梁结构受力;低速双轨橇车回收时,通过阻力板张开,增加回收阻力,实现低速双轨橇车的无水回收。高速双轨橇车回收时使用阻力板,入水速度可降低30 m/s,入水阻力降低23%;橇车最高速度≤135(m/s)时,可以实现无水回收。应用阻力板技术后,双轨橇车速度为0.7Vmax^Vmax,极大提升双轨橇车速度调节能力。

不同冷却下运载火箭叠层厚板高速制孔试验

运载火箭在装配过程中大量采用钻铆工艺,使得钻孔效率和质量成为影响装配工艺的重要因素。针对当前厚度大于10mm的运载火箭铝合金叠层板在高速制孔加工过程中存在的钻头折断、噪音、毛刺等问题,开展了冷却条件对运载火箭叠层厚板钻孔影响的试验研究。采用压电晶体测力仪测量切削力,采用轮廓投影仪测量孔径,采用超景深体视显微镜进行毛刺观测,从孔径、毛刺和切削力等方面分析无冷却、空气冷却和液氮冷却3种冷却条件对制孔的影响。结果表明:空气冷却条件下,钻孔数量最多,且能够满足制孔精度和毛刺方面的要求;无冷却条件下的钻削力最大,液氮冷却条件下的钻削力最小;钻头折断前并没有发生明显的刀具磨损,钻头的突然折断是由高温粘屑所引起的。

某型火箭弹划伤、起泡翼片铝板利用试验研究

针对某型火箭弹翼片所用铝材 ,在生产加工过程中造成的划伤、起泡等缺陷 ,严重影响质量 ,以致不能使用。通过一系列对比试验研究 。

固冲发动机连管进气道弯头改进设计

本文针对某固冲发动机连管试验时出现的保护套烧蚀现象,分析了造成烧蚀的原因,提出了改进方案;采用数值模拟的方法对不同的整流板布局方案进行了优选,确定了最终的改进措施,并进行了试验验证;试验结果表明:在连管试验进气道弯头内增加直板形整流板可以有效的解决保护套烧蚀问题,该方案可为其他冲压发动机解决类似问题提供参考。

非标准液流孔板流量特性数值模拟研究

针对液体火箭发动机零部组件试验系统液体流量测量问题,采用计算流体力学的方法开展了非标准孔板特性的数值仿真研究,结合试验数据,对不同长径比以及不同结构型式孔板的流量特性规律进行了分析和总结。研究表明:长径比、结构型式都能影响孔板的流量系数,但流通面积的影响更加显著;孔板固体壁面沿下游延长线10~20倍孔板直径处及其附近区域的流动脉动强度达到峰值;相同条件下,文氏管型孔板具有较高的流量系数。

刀具材料对运载火箭叠层厚板高速制孔影响的实验研究

针对当前厚度大于10mm的运载火箭铝合金叠层板在高速制孔过程中存在的钻头折断、噪音、毛刺等问题,开展了刀具材料对运载火箭叠层厚板钻孔影响的实验研究。从孔径、毛刺和切削力等方面分析含钴高速钢、硬质合金和涂层硬质合金3种刀具材料对制孔的影响。结果表明:相比于硬质合金钻头,含钴高速钢麻花钻尽管钻削力较高,但具有钻孔数量多、产生的毛刺高度小、出入口较为光整、细小毛刺少、刀具发生磨损而不断裂等优点,因此,更适合进行2219铝合金叠层厚板的制孔。

单轨火箭橇阻力板刹车技术研究

简要介绍了火箭橇刹车技术,着重阐述阻力板刹车技术原理,阻力板设计、优化方法,并以某型试验为例,对阻力板在多级单轨火箭橇试验中的应用方法以及阻力板设计,气动仿真结果进行详细分析和研究。该研究首先通过气动仿真分析对已完成试验的火箭橇进行气动分析计算,通过对比试验结果验证分析计算的正确性;再通过相同的方法对某型设计有阻力板的火箭橇进行分析计算,计算出此火箭橇气动阻力。分析显示,本研究有效提高了火箭橇无损回收的可靠性。

超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊关键技术研究进展

激光焊接技术是提高超高强钢固体火箭发动机加工精度、加工效率和服役安全性的重要技术手段。梳理了国内外超高强钢中厚壁结构全位置激光焊接、单道全穿透焊接、功率调制激光焊接和激光焊熔池动力学仿真模拟等关键技术的研究进展,系统地展示了这些新进展在超高强钢固体火箭发动机壳体激光焊接质量控制方面的潜在应用价值。所述的研究进展可为我国超高强钢固体火箭发动机壳体的优质高效制造提供参考。