固体火箭发动机技术发展综述

火箭发动机的研制始终是推进航天技术和探索未知空间的重要支柱,固体火箭发动机以成本低、可靠性高等特点,常被选作推进系统,针对航天工程中火箭运载、在轨维修和精确制导等技术的需求,重点梳理了多年来美国、俄国、日本、欧洲和中国固体火箭发动机的研究进展与成果。以火箭运载和精确制导为临界点,将固体火箭发动机进行大小型区分,基于整体式和分段式的特点,列表对比了大型固体火箭发动机的长度、直径、推力等重要技术参数。沿着时间的发展主线,概述了小型单/双脉冲固体火箭发动机的工作原理、结构参数、飞行测试结果等。通过对比国内外的研究成果,揭示了国内固体火箭发动机发展的技术差距,提出了固体火箭发动机发展的关键技术。

改性双基推进剂组合装药界面力学性能

为探究由不同配方、不同工艺组合制备而成的固体推进剂组合装药界面的力学性能,在一定温度下(20℃,50℃,-40℃),采用材料拉伸实验机测定了基于NC/NG/RDX改性双基推进剂体系的粒铸和浇铸推进剂配方及其组合药柱的抗拉强度和伸长率,并利用扫描电镜-能谱联合分析仪分析了断裂面的形貌及元素分布。结果表明:由粒铸工艺制备的改性双基推进剂和由浇铸工艺制备的改性双基推进剂组合而成的推进剂组合药柱间界面的力学性能与浇铸推进剂接近,界面强度对组合装药整体力学性能的影响非常小,组合装药力学性能由力学性能相对较弱的一级推进剂决定;另外,推进剂配方中所含的Al2O3在界面处形成堆积,其对组合药柱燃烧性能,尤其是过渡燃烧稳定性产生的影响有待进一步研究。

双脉冲发动机燃烧室局部烧蚀特性分析

针对双脉冲发动机第一脉冲燃烧室内绝热层出现局部烧蚀加重现象,对203 mm和120 mm的2种双脉冲发动机内流场特性进行了仿真,分析了面积突扩在其燃烧室内形成的燃气漩涡流动及相关两相流特性,并通过经验公式计算了燃烧室对流换热分布。通过对比计算结果与实验现象,发现壁面烧蚀加重区域与燃气漩涡区位置基本重合;燃气漩涡区内的对流换热系数明显高于燃烧室其他部位,特别是再附着点附近,是造成该区域烧蚀加重的主要因素。此外在推进剂含金属添加剂时,少量较小尺寸的凝相粒子会被卷入燃气回流区,向上游壁面运动,并可能产生沉积。

单室双推力固体火箭发动机用NEPE低燃速推进剂的燃烧性能

开展了AP含量、粒度和HMX粒度、胺类化合物、有机化合物RTA和RTJ对推进剂燃烧性能的影响研究,并对RTJ/RTA组合催化剂在推进剂中的作用机理进行了初步分析。结果表明,配方中加入RTJ/RTA组合催化剂,实现了降低4、17.5 MPa燃速的同时降低低压段、高压段压强指数,通过DSC研究表明,RTJ/RTA对AP的分解有抑制作用。通过合理调节AP/HMX的相对含量、AP粒度和HMX的粒度以及采用RTJ/RTA组合催化剂,得到了固体含量为80%的低燃速配方。

固体推进剂组合药柱的界面力学性能

采用组合装药方法制备了改性双基推进剂组合药柱,用材料拉伸实验机测试了螺压和浇铸工艺制备的改性双基推进剂组合药柱在20、50和-40℃下的抗拉强度和伸长率,用扫描电镜-能谱联合分析仪测试了药柱断裂面的形貌及元素分布。结果表明,螺压工艺和浇铸工艺制备的推进剂组合药柱界面的力学性能略高于浇铸工艺推进剂药柱的力学性能,组合药柱界面的处理方式对其力学性能影响不大,组合药柱的力学性能主要受两级推进剂中力学性能较低的一级推进剂影响。

500t级液氧煤油补燃发动机起动过程仿真研究

500t级液氧煤油补燃发动机是我国首台采用双推力室方案、自身分级起动方式的重型液体火箭发动机。结合重型发动机特点建立了描述发动机起动过程的数学模型,通过数值仿真分析了影响发动机起动特性的主要因素,确定了发动机的起动方案。研究结果表明:液氧主阀和发生器燃料阀打开时差应确保发生器点火在氧头腔充满后进行;流量调节器的转初级起始时间应早于推力室建压时间;燃料节流阀转大流量应在发动机起动受控段进行。

双推力室起动同步性研究

我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况。以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究。建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台。通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析:指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa。

某固体火箭发动机推力向量控制系统接头接触性能分析

以某固体火箭发动机推力向量控制系统摆动接头的单珠承载试验模型为计算模型,采用摩擦接触问题的La-grange乘子法与弹塑性耦合的有限元理论,计算分析了摆动接头阳球试件在不同强化层厚度下的接触应力、变形及破坏机理;为降低系统摆动力矩,同时考虑大尺寸球面的表面强化和加工工艺,提出了满足接触性能的阳球表面强化层为1～1.4mm的厚度要求。通过与单珠承载试验对比分析,检验了有限元建模及算法的合理性;确定了小变形条件下摆动接头弹塑性摩擦接触应力限额为5 384.9 MPa。

基于微分进化算法的导弹起飞质量优化设计

为快速准确地计算导弹起飞质量,对优化算法进行了研究,提出了基于微分进化算法的导弹起飞质量设计方法.以单室双推力固体火箭发动机类型的导弹起飞质量作为算例进行了优化设计.确定了设计变量及约束条件,建立了导弹起飞质量优化模型.根据优化模型选取微分进化算法中的种群规模、最大进化代数等参数,最终通过不断迭代获得最小起飞质量.优化结果显示,与遗传算法相比,微分进化算法在导弹起飞质量计算方面具有更快的收敛性和更高的计算精度.

浇铸单室双推固体推进剂界面力学性能研究

为研究同种工艺、不同配方、不同界面处理方式和界面接触结构研制的组合装药固体推进剂界面的力学性能,在20℃,50℃和-40℃下,采用材料拉伸实验机测试了基于NC/NG/RDX体系的浇铸工艺改性双基推进剂配方及组合药柱的抗拉强度和伸长率,利用扫描电镜-能谱联合分析仪分析了断裂面的形貌及元素分布。结果表明:浇铸工艺组合而成的推进剂组合药柱界面的力学性能优于工艺中推进剂力学性能差的一级,界面的处理方式和粘接结构对界面的力学性能影响不大,组合装药的力学性能基本由两级推进剂中力学性能较弱的一级推进剂决定。

单室多推力轮孔装药设计方法

该文针对提高火箭密集度及装填密度的要求，设计了双辐条轮孔装药药型。根据装药几何形状，导出了在火箭发动机工作过程中燃烧面积及通道截面积变化规律的计算公式。根据装药工艺及推力方案设计要求，提出了双辐条轮了孔装药设计方法。利用该文提出的装药药型及数学模型进行火箭发动机装药设计，不但能够有效地提高中小型火箭发动机的装填密度，而且还能够根据弹道设计要求，获得多种推力方案。

水下固体发动机点火设计与试验

在水下双推力发动机研制中,设计了烟火剂型点火装置,采取双药盒点火模式。结合理论计算以及经验公式估算后,与类似的发动机进行比较计算,根据使用条件进行了修正,确定了点火药量。完成了在5～14MPa压强范围内标准试验发动机试验、点火一致性以及点火药盒试验,直接应用到全尺寸发动机地面试验。试验结果表明,发动机点火正常,能够保证药柱正常燃烧,发动机及时工作,工作压强与推力曲线完整、有效,点火一致性良好。目前采用的这种工程方法是可行、合理且有效的。

一种软隔层双脉冲固体火箭发动机点火冲击仿真分析

为实现对双脉冲固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火冲击过程中燃烧室全域的数值计算,搭建了1种流固耦合求解器。该求解器基于ANSYS Workbench平台,使用用户自定义函数(UDF)功能进行了推进剂点火、燃烧和加质等模型的建立以及边界条件的定义。结合动网格技术,实现了对采用隔层式隔离装置的Ⅱ脉冲燃烧室的全域数值计算。计算结果表明,Ⅱ脉冲点火冲击过程呈现典型的大变形域流动特性,同时,流场中压强、温度等属性受到推进剂燃烧、加质和隔层形变的影响作用明显;固体区域中,隔层的各形变阶段可以明显区分,推进剂直角处应力集中现象显著。

火箭发动机单室双推力多孔装药设计方法

为有效提高火箭弹炮口速度,减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力,提出了单室双推力多孔装药结构,给出了装药药柱燃烧面积及通气面积计算方法,利用某火箭发动机的装药参数,计算了多孔装药内弹道特性参数.设计及计算结果表明,多孔装药结构易实现单室双推力的要求,能够提高装药药柱的刚强度特性.

某单室双推力发动机串联装药固体推进剂界面力学性能分析

为解决某单室双推力发动机串联装药两级固体推进剂界面力学性能差的问题,通过热力学理论计算,采用优选燃速调节剂,优化匹配两级推进剂的固体物级配、键合剂组合、增塑比、固化参数(NCO/OH摩尔比或R)等方法优化推进剂配方,对试样进行力学性能测试,并分析了各助剂对推进剂界面力学性能的影响。结果表明,在70℃,拉伸速率2 mm/min条件下,抗拉强度σm≥0.6 MPa,最大延伸率εm≥45%;在-50℃,拉伸速率100 mm/min条件下,σm≥3.0 MPa,εm≥45%。所研制的高固含量、高能量密度两级推进剂的界面力学性能优良,解决了单室双推力发动机现有串联装填药型、能量和燃速不同的推进剂界面力学性能偏低的问题。

两室一推结构提高试验火箭发动机推力

使用增加发动机药量的方法,提高一室一推的火箭发动机推力时,通气参量过大直接影响发动机的燃烧性能。为此提出"两室一推"概念,发动机两个燃烧室同时燃烧产生一个工作推力平台。推力试验表明:两室一推发动机结构能有效地减小燃烧时的通气参量,同时使得发动机燃烧稳定,可以用小火箭模拟大火箭的加速度曲线。

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。

固体火箭发动机单室双推力装药设计

以某型火箭弹为研究背景,从推进剂种类选择、推进剂药型分类探讨及火箭弹内弹道计算依次展开,借助Matlab软件编制程序研究单室双推力火箭发动机装药设计的影响因素。经过反复迭代计算,多组结果进行比较,最终确定装药几何结构参数。结果表明:所得到的内弹道计算曲线满足总体要求,与试验数据吻合较好,设计过程中得到的调整经验总结对固体火箭发动机的研制具有一定的参考价值。

某双脉冲发动机燃烧室两相流场数值分析

某双脉冲固体火箭发动机试验后出现一脉冲绝热层纵向烧蚀不均匀现象,一脉冲前段绝热层出现"凹坑"。为了解其原因,应用数值计算方法,采用FLUENT计算平台,对此发动机燃烧室内两相流场进行了数值模拟。计算结果表明,由于双脉冲发动机级间通道的存在,使得燃气流在一脉冲燃烧室内出现后台阶流动,气流发生分离再附着过程,气流再附着点附近刚好为绝热层烧蚀较为剧烈的部位,同时颗粒相随气流撞击在绝热层壁面位置,也与"凹坑"部位重合。因此,气流再附着过程及颗粒相冲刷过程为影响一脉冲绝热层纵向烧蚀不均匀现象的重要原因。

双脉冲固体火箭发动机燃烧室声腔特性仿真分析与试验研究

相比传统固体发动机,双脉冲固体火箭发动机利用隔舱装置将推进剂装药分段隔离,实现二次启动和间歇推力。因其燃烧室声腔结构复杂,声腔特征长度的定义模糊,导致无法准确计算燃烧室声腔模态频率。为了深入研究发动机声模态特性,避免燃烧室声腔与弹体结构或发动机内流场发生耦合、诱发不稳定燃烧现象,通过仿真分析获得了声腔的固有频率和振型,结合试验结果验证了数值模型的正确性,并首次明确了燃烧室特征长度的提取方法,对圆柱形声腔频率计算公式进行了修正,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机的声腔频率计算模型,提高了发动机声模态分析的效率和精度。