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。

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。

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。

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。