基于分子链演化的NEPE推进剂基体超弹本构模型

为了揭示硝酸酯增塑聚醚(NEPE)推进剂基体内高分子链结构演化与超弹性力学行为间的构效关系,采用多尺度方法,对复杂变形状态下NEPE推进剂基体内的高分子链演化过程及其表征模型进行了研究。首先,在基体黏合剂、固化剂和增塑剂等组分微观模型的基础上,通过对基体体系的分子动力学模拟,发展了描述复杂变形状态下交联链和自由链构形演化的动力学模型。随后,基于统计力学理论对系统自由能中交联链和自由链演化的贡献进行了定量表征,并建立了考虑高分子链交联、缠结效应的超弹本构模型。最后,结合NEPE推进剂基体胶片准静态拉伸实验数据对本构模型进行了验证。结果表明,相较于经典Arruda-Boyce超弹本构模型,基于物理机制的本构模型中本构参数具有真实的物理意义,可以通过物化实验进行参数标定,能较好地预测复杂变形状态下的基体超弹性行为,从而为推进剂基体力学性能的调控和组分优化提供模型支持。

延安气田X井区地面集输系统低成本工艺优化研究

近年来延安气田采用中压集输工艺的已投产井区地层压力衰减过快,部分单井因输压过低难以并网生产,同时受黄土原沟壑地貌影响,集输管道起伏较大,积液问题严重,对此采用井口增压和管道通球虽然可以在短期内缓解该问题,但依然难以达到设计的稳产年限,需要整体提前增压,造成较大的投资浪费。X井区原工艺路线为中压集气,采用“集中注醇、单井进站、井口计量、返输用气”模式,通过对试采数据分析及多方案比选,通过降低集输系统压力,采用“井间串接、二级增压、移动计量、站内自用”的工艺路线,减少发球井场40座,采气管道133 km,取消井口固定计量、注醇和返输气管道,同时无需建设注醇配套设施及水处理装置,直接减少投资2368.29万元,同时避免原方案稳产期末再投资增压设施12781万元,整体上X井区方案优化后投资可减少15149.29万元,表现出良好的经济效益。

HMX含量对丁羟四组元推进剂团聚及凝聚相燃烧产物的影响

奥克托今(HMX)作为含能材料在能够提高推进剂能量性能的同时可改变推进剂的燃烧过程,广泛用于固体推进剂中。为了研究HMX含量对推进剂点火、燃烧、团聚和凝聚相燃烧产物特性的影响,采用推进剂燃面拍摄、激光点火以及凝聚相燃烧产物收集方法对HMX含量在0%~10%范围内的典型四组元推进剂进行试验研究。结果表明:随着HMX含量由0%增加到10%,推进剂的点火延迟时间由191 ms增加到286 ms,推进剂的燃速和压强指数均减小,凝聚相燃烧产物的体积平均粒径D_(43)由48.1μm增加到138.3μm。含10%HMX的推进剂燃面上铝的团聚程度最大,而含8%HMX的推进剂凝聚相燃烧产物中活性铝的含量最高。

声振荡作用下推进剂铝颗粒团聚特性实验研究

为获得压强振荡对推进剂燃烧表面铝颗粒团聚特性的影响,建立了声振荡作用下铝颗粒团聚特性实验测量装置和方法,采用高速显微成像技术和激光全息技术同步测量的方法,对HTPB四组元推进剂在有、无声振荡作用下的铝颗粒团聚特性进行了实验研究。研究结果表明,在340 Hz声振荡作用下,铝颗粒火焰呈现与声振荡频率相一致的周期性摆动,颗粒微观形貌发生明显的形变;受声场力的作用,小尺度颗粒(40~80μm)团聚作用减弱,中等尺度颗粒(100~260μm)团聚作用加强,且更容易发生融合等现象,从而改变了推进剂燃烧表面及近表面铝团聚颗粒粒度分布(0~3 mm),团聚粒度及团聚分数均增加。所建立的实验方法可为研究压强振荡作用下推进剂铝团聚特性提供有效的实验技术和数据参考。

燃烧室声腔结构对固体火箭发动机热声振荡影响的实验研究

固体火箭发动机燃烧室中的热声不稳定燃烧会对发动机的正常工作造成严重危害,为了能够对热声不稳定的影响机制有更加深刻的认识,基于缩比固体火箭发动机设计了一种平面燃烧器热声实验装置,通过开展多工况实验研究了化学当量比和燃烧室声腔结构对燃烧室中热声振荡的影响。研究发现,在长度为920 mm、内径为150 mm不含模拟药柱的燃烧室中,随着化学当量比的增加,热声振荡的幅值先增加后减小,振幅在化学当量比∅=1.31处达到最大值35.4 Pa;在含有模拟药柱的燃烧室中,随着化学当量比的变化,燃烧室中出现了热声不稳定模态转换的现象,即热声不稳定从一阶声不稳定变为二阶声不稳定。对比分析了药柱内径对两种不稳定模态频率和振幅的影响,通过测量压力衰减系数进一步分析了药柱结构特性对热声振荡的阻尼作用,发现药柱结构对热声振荡的阻尼作用随药柱内径的增大而减小。结果表明,在发动机工作过程中,随着燃面的退移,药柱的内径变大,阻尼作用会越来越小,导致发动机工作末期稳定性降低,出现燃烧不稳定现象的风险增加。

非线性燃烧不稳定振荡幅值演化特征信号辨识方法研究

固体火箭发动机非线性不稳定压强振荡信号存在明显的多阶模态共存现象,且各个模态幅值随时间变化特性不同,模态之间存在振荡能量的传递与演化过程。为研究非线性燃烧不稳定模态间能量传递的演化规律,首先需要对振荡信号进行准确的模态分解。基于变分模态分解(VMD)方法,提出了一种可用于固体火箭发动机非线性不稳定振荡信号的自适应模态分解方法SPSO-VMD,解决了传统VMD方法无法自适应问题,在提高信号分解精度的同时极大的降低了计算时间。基于该方法,对典型的非线性燃烧不稳定信号的各阶模态进行了分解和分析。结果表明,该方法能准确地获得非线性燃烧不稳定振荡信号中各阶模态的频率和幅值,频率误差为0,幅值误差小于0.5%。最后,将该方法应用于真实发动机振荡数据获得了各阶模态幅值信息,为后续各阶模态之间能量传递演化研究提供了关键、准确的数据支撑。

结构边界受扰动下翼柱与环槽型固体火箭发动机燃烧室压力振荡特性研究

为研究固体火箭发动机结构振动和燃烧室压力振荡耦合作用下的不稳定燃烧现象,通过考虑结构振动对推进剂燃速的影响,将结构振动和压力振荡进行耦合。使用数值方法研究了两种典型装药(翼柱和环槽型装药)的固体火箭发动机在结构边界受扰动作用下的燃烧室内的压力振荡特性。计算结果表明,在结构脉冲加速度载荷的激励下,燃烧室中产生的压强振荡以一阶声频为主,发动机结构振动也表现出相似的特性。发动机结构的呼吸模态频率同燃烧室声模态频率的相接近会导致自激振荡现象的发生,从而大幅增强压力和结构振动的幅度。因而避免燃烧室声频同结构呼吸模态频率相接近,可以抑制不稳定燃烧现象的发生。此外,燃烧室的特殊几何结构可以对压力振荡起到明显的阻尼作用。使用环向开槽结构替代翼柱结构可以明显提高燃烧室的稳定性。

过载条件下固体发动机声能共振规律研究

从声学角度出发,将粒子阻尼转化为声腔介质的声衰减系数,探究不同过载条件下固体发动机粒子阻尼对声学特性的影响规律,以声学响应传递函数评估发动机声不稳定性;通过划分不同计算域,计算各区域粒子阻尼及对应声衰减系数,并将其添加到声场中进行声学计算;对比分析了过载为3 g、6g、9g、12g、15g工况下粒子的空间分布特性及声学响应变化规律。结果表明,在粒径不变的前提下,随着横向过载的不断增加,发动机内粒子空间分布的不均匀性显著增加,各监测点声学响应传递函数随横向过载的增大呈增大趋势,表明在横向大过载下,粒子阻尼对发动机内压力振荡的抑制作用减弱,这对发动机稳定性极其不利;在同一工况下,发动机头部声学响应值高于喷管喉部附近,将对声不稳定产生消极影响。

三扰流片推力矢量固体火箭发动机推力调节特性研究

为研究三扰流片推力矢量发动机进行推力调节时的矢量特性,采用重叠网格技术对三扰流片推力矢量装置展开数值模拟;将数值结果采用RBF(Radial Basis Function Neural Network)神经网络方法进行拟合,提出了一种依据舵机位移计算主推力和侧向力的推力矢量计算方法;最后,进行了原理样机推力开环试验。数值研究结果表明,舵机位移在12.5 mm以内时,发动机主推力曲线台阶变化明显;舵机位移为10.5 mm时,喷管尾部流场内开始出现斜激波交会形成马赫盘,马赫盘前移逐渐贴附于喷管口的现象。从拟合得到的侧向力计算式可以看出,三扰流片组合差动受到的侧向力,以及喷管内流动不对称产生的喷管内侧向力均为驱动扰流片旋转的舵机位移的函数。点火试验结果表明,拟合计算得到的发动机主推力和侧向力与试验实测值之间的偏差在4%以内,验证了所提出的推力矢量计算方法的正确性。

基于环境历程的固体火箭发动机贮存可靠性计算方法

贮存可靠性问题是制约固体火箭发动机可靠性的重要因素,可靠性要求是贯穿整个贮存期的,长期贮存后的发动机可靠性会逐步下降,贮存期内必须要保证发动机的可靠性满足使用要求。首先定义了影响发动机常用材料贮存可靠性的环境因素并进行了分析,然后在各材料标准环境贮存参数的基础上,通过修正系数来确定实际环境的贮存参数,以确定部组件寿命,再根据不同贮存环境,建立发动机贮存中的标准贮存环境、恒定非标准贮存环境、多阶段贮存历程和已知初始可靠性的四种不同类型的贮存可靠性模型,形成了针对不同环境建立的材料贮存可靠性的通用计算方法,给出了贮存可靠性的计算公式,最终计算出发动机的贮存可靠性。

T800碳纤维/PEEK热塑性复合材料的拉伸与剪切失效行为研究

采用T800碳纤维/聚醚醚酮(T800/PEEK)预浸料,以高温、模压方式制备了热塑性单向复合材料,通过拉伸、面内剪切试验方法对其模量和强度进行了测试分析,得到了不同载荷形式作用下的宏观失效破坏模式。针对T800/PEEK复合材料的微细观结构特点,建立了有限元代表性体积单元模型(RVE)和碳纤维、PEEK基体以及纤维/基体界面三种材料的本构关系,基于渐进损伤失效模型和内聚力模型得到了单轴拉伸/压缩、面内剪切载荷作用下单元模型的应力应变曲线和微细观失效模式。相比于试验测试结果,有限元模型预测得到的拉伸模量/强度相差最大为11%,剪切模量/强度相差最大为5%。

考虑贮存剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命研究

目的对贮存周期内包含多个温度环境剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命进行评估。方法通过开展硅橡胶材料加速老化试验,结合Arrhenius老化规律,建立硅橡胶老化模型,获得硅橡胶加速老化等当规律,并根据等当关系开展模拟密封装置加速老化试验,考核老化后硅橡胶密封性。最后通过对固体火箭发动机贮存环境剖面进行梳理,计算出贮存周期下的等效温度,并结合试验获得的硅橡胶密封圈老化性能,直接对该贮存周期下密封圈老化寿命进行评估。结果通过硅橡胶材料老化试验及模拟密封装置老化试验,得到了25℃下硅橡胶能够满足20 a的使用寿命。随后通过梳理并计算得出固体火箭发动机贮存周期下的等效温度为22.78℃,可以直接获得该发动机使用的硅橡胶密封圈寿命在该贮存环境下能够满足20 a使用寿命。结论通过计算贮存周期下多个温度环境剖面的等效温度,并结合加速老化试验结论,可快速获得橡胶密封圈老化寿命。

高过载条件下固体推进剂药柱结构完整性分析计算

采用有限元法对固体火箭发动机药柱在高过载条件下的应力、应变和位移场进行三维线性粘弹性分析,得出了药柱在轴向和横向过载作用下的变形结果,为高加速固体发动机药柱结构设计提供参考。

ADAMS和ANSYS在机构分析中的应用(英文)

针对ANSYS软件适合线性/非线性应力、应变分析,不适合机械系统运动/动力学分析,而ADAMS软件适合机械系统运动/动力学分析,不适合有限元分析的特点,介绍了将ANSYS和ADAMS两种软件结合起来对机械结构进行动力学分析及应力、变形分析的方法,通过实例证明此方法可行。

固体发动机水下点火尾流变化过程试验研究

采用高速摄像机对发动机水下点火工作的尾流生长变化过程进行了记录,获得了尾流形态及其演化过程,分析了水环境对发动机尾流结构变化的影响。试验结果表明,发动机水下点火瞬态特性与空气中有很大的不同,水下尾流前进速度相比在空气中显著降低,同时轴向阻滞作用导致尾流向径向扩展;尾流可分为气泡区、掺混区和混合区;尾流一直发生小幅震荡,间歇发生大幅震荡,小幅震荡和大幅震荡是发动机水下工作的基本属性。

复合材料壳体发动机推进剂药柱立式贮存应力分析

固体火箭发动机(SRM)推进剂药柱在立式贮存时要承受两种主要载荷联合作用,即固化降温趋于平衡后的长期温差热载荷以及轴向的重力载荷作用。根据推进剂的材料特性以及不同的加载条件,采用线弹性理论,分别进行了SRM药柱在两种载荷作用下的三维有限元应力、应变计算,对药柱及其界面的危险部位重点进行了分析。

脉冲发动机中金属膜片式隔舱动态破坏过程研究

为了实现固体火箭发动机的多脉冲启动功能,设计了一种金属膜片式隔舱(PSD)结构,利用断裂力学理论和圆板大挠度理论建立了金属膜片的设计公式,根据燃烧室的使用要求确定了打开压强为2.2 MPa的金属膜片尺寸,利用脆性断裂模型模拟了膜片的破坏过程,得到其打开压强为2.15 MPa,有限元数值计算结果与公式计算结果符合较好。设计了金属膜片打开破坏的单项试验,5次试验平均打开压强为2.10 MPa,数值模拟的破坏形式与试验结果一致。通过区间估计,计算了膜片真实平均打开压强置信度为90%的置信区间为[1.90 MPa,2.30 MPa],该范围可以较好满足脉冲发动机的使用要求。

固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究

进行了固体燃料超燃冲压发动机实验研究,并成功进行了点火和燃烧实验,包括固体碳氢燃料超音速燃烧试验和聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)超音速燃烧试验。实验验证了固体燃料在超音速气流中能可靠点火,并保持了火焰的稳定燃烧,获得了固体燃料的超音速燃烧内弹道特性,同时研究了固体燃料PMMA在超音速气流中的燃烧,分析了其在超燃冲压燃烧室内的退移规律,认为燃料退移速度随时间变化,燃烧趋向于将燃面轮廓变平,区域显示圆柱形。

水下燃气射流流场数值研究

研究了固体火箭发动机水下燃气射流流场的复杂多相流问题。采用多相流M IXTURE模型,考虑了流体的可压缩性、粘性、重力作用、气水掺混效应和能量交换等各项因素。选取标准k-ε湍流模式,运用有限体积法对轴对称湍流射流流场进行数值模拟。通过对无来流情况下湍流射流模拟,发现了燃气射流的颈缩、断裂和回击现象,并通过分析解释了产生这一现象的原因。计算了有来流情况下的射流流场,发现有来流情况下燃气射流没有断裂和回击现象。

非壅塞固体火箭冲压发动机补燃室内流场数值模拟研究

在冷流情况下对发动机补燃室掺混流场进行了数值求解 ,然后建立了发动机补燃室简单反应流模型 ,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟 ,得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势 ,给出了一些有用的结论 ,论证了该反应流模型的准确性。