随机载荷下固体发动机药柱粘弹动力响应

固体火箭发动机药柱在长期贮存过程中,由于随机载荷的作用会引起其力学性能的变化,直接危及发动机工作的可靠性.基于固体推进剂药柱的粘弹行为分析,利用有限元分析软件对随机温度载荷下发动机药柱的粘弹动力响应进行了数值模拟,得到了一年当中发动机内部各计算节点等效应力和等效应变的变化规律.     

柔性喷管SRM三维两相内流场数值模拟

针对柔性喷管固体火箭发动机的复杂多相流数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用k-ωSST湍流模型和颗粒轨道模型,建立了气固两相三维内流场计算模型。分析了发动机内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、固相粒子沉积浓度和颗粒运动轨迹;重点分析了喷管无摆动和摆动5°状态下的发动机内流场变化特性。研究表明:2种工况下的燃烧室平均压强、温度场及喷管出口速度变化幅度较小,但对喷管柔性连接缝内的流场速度影响较大,固相粒子最大沉积率产生于发动机后封头的绝热层内壁;喷管无摆动时,柔性连接缝内的粒子沉积率较低,随着喷管摆动幅度增加,粒子沉积浓度大幅度升高。     

限燃涂层对点火瞬间状态控制的研究

点火瞬间状态的控制是高性能固体火箭系统设计中遇到的一个关键问题，通常在研究试验过程中，对发动机初样设计要进行改进设计以去除不理想的点火状态，为解决这些问题，研究了一种实用的控制方法，即限燃涂层法。描述了限燃涂层对点火瞬间状态的控制效果，最终提出了限燃方式设计的通用方法。     

不同能量分配下的双脉冲发动机外弹道特性研究

为研究双脉冲发动机无控火箭弹的外弹道特性和不同能量分配对其特性的影响,以双脉冲发动机的无控 火箭弹为背景,在常规固体火箭发动机外弹道特性的基础上,编制采用双脉冲发动机的无控火箭弹的外弹道计算程 序,根据相关参数计算其射程、高度等,对其外弹道特性进行分析;从脉冲间隔时间、装药比、推力比等方面分析 不同能量分配条件下的外弹道特性。结果表明：双脉冲发动机的无控火箭弹在射程上能得到提高,应选择合理的脉 冲间隔时间,装药比大、推力比小的能量分配方案。     

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。     

过载对固体火箭发动机影响的研究

通过发动机的地面旋转过载试验,获得了在旋转过载条件下固体火箭发动机的性能曲线及绝热层的烧蚀率,经与地面静止点火试验数据对比分析后认为:降低推进剂的铝粉含量,可以减轻粒子流对绝热层的烧蚀、冲刷作用;同时优化喷管型面,可以减少粒子沉积,减轻粒子流对喷管的烧蚀冲刷作用。     

基于图像处理的喷管装配对准方法研究

介绍了一种用图像处理技术实现固体火箭发动机轴线与喷管轴线对准代替人工对准的方法。首先对采集的图像进行预处理和二值化,以发动机对接面上圆孔作为测量目标。对二值化后的目标图像利用数学形态学的方法提取单像素宽的边缘,并用Freeman链码来表示。采用改进的HOUGH变换求出圆孔的圆心坐标,确定圆心与图像中心的偏移量后调节对准。提出的方法很好地解决了工厂实际应用中的装配对准问题。     

点火状态对固体火箭燃气流动影响的实验研究

结合固体火箭燃气射流的特点,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置,运用实验的方法,对燃气射流流场进行了研究.针对不同的发动机点火状态,在射流轴线的不同距离上对一系列测点位置的总压参数进行了测量.研究证明该试验测试装置对燃气射流流场的测试是适宜的,实验数据分析表明高低温点火状态对固体火箭燃气流场具有一定的影响作用,所得结论对固体火箭武器研究具有指导意义.     

固体火箭发动机尾流对发射车影响的数值研究

采用二维雷诺平均方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机尾流场进行数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。借助数值模拟技术对处于地面发射状态下的固体火箭发动机尾流问题进行研究。研究涉及发动机内外流场相互干扰、热喷流和冷空气的相互作用以及高温高速尾喷流对发射车车顶板和防护板的影响。     

基于偏移面方法的界面推进及其应用

从广义惠更斯原理出发,构建基于偏移面方法的界面推进方法.该方法首先移动表面网格,通过求解每个网格点的法向位移和切向位移对每个点进行重构,在三维计算时由于不需要体网格,所以计算量小、效率高,并能解决含奇异点推进的真实复杂问题.利用该方法,对多种装药结构的固体火箭发动机三维燃面推进过程进行模拟,计算结果表明该方法具有较好的...     

Numerical Research on The Nozzle Damping Effect by A Wave Attenuation Method

Nozzle damping is one of the most important factors in the suppression of combustion instability in solid rocket motors. For an engineering solid rocket motor that experiences combustion instability at the end of burning, a wave attenuation method is proposed to assess the nozzle damping characteristics numerically. In this method, a periodic pressure oscillation signal which frequency equals to the first acoustic mode is superimposed on a steady flow at the head end of the chamber. When the pressure oscillation is turned off, the decay rate of the pressure can be used to determine the nozzle attenuation constant. The damping characteristics of three other nozzle geometries are numerically studied with this method under the same operating condition. The results show that the convex nozzle provides ,tre damping than the conical nozzle which in turn provides more damping than the concave nozzle. All the three nozzles have better damping effect than that of basic nozzle geometry. At last, the phase difference in the chamber is analyzed, and the numerical pressure distribution satisfies well with theoretical distribution.     

基于响应面法的某火箭炮结构参数优化

为提高火箭炮的射击密集度和射击稳定性,对基于响应面法的某火箭炮结构参数进行优化。引入响应面法,建立以弹管间隙、发射时间间隔以及闭锁力为设计参数,高低、水平方向的中间偏差为多重响应目标的响应面近似模型。模拟设计参数与响应目标强非线性关系,对近似模型进行回归检验,确定近似模型的可行性。利用建立的近似模型结合满意度函数法优化高低、水平方向的中间偏差,使其综合最优。结果表明,该方法能大大缩短仿真优化时间,且误差非常小,能达到提高射击密集度的目的。     

基于响应面法的某火箭炮结构参数优化

为提高火箭炮的射击密集度和射击稳定性,对基于响应面法的某火箭炮结构参数进行优化。引入响应面法,建立以弹管间隙、发射时间间隔以及闭锁力为设计参数,高低、水平方向的中间偏差为多重响应目标的响应面近似模型。模拟设计参数与响应目标强非线性关系,对近似模型进行回归检验,确定近似模型的可行性。利用建立的近似模型结合满意度函数法优化高低、水平方向的中间偏差,使其综合最优。结果表明：该方法能大大缩短仿真优化时间,且误差非常小,能达到提高射击密集度的目的。     

埋入传感器对发动机界面粘接性能影响试验研究

针对固体火箭发动机健康监检测中埋入传感器后对发动机界面粘接性能的影响,自制埋入传感器的粘接试件,通过对粘接试件的CT无损探伤与力学性能试验,得到传感器的埋入方法可靠、埋入传感器对发动机界面粘接性能无明显影响;通过对自然贮存粘接试件的力学性能监测试验,得到粘接界面力学变化规律,进而确定埋入式传感器在发动机界面中至少可以稳定工作3个月以上.     

基于ANSYS的挠性接头有限元模型的建立

为了计算挠性陀螺仪扭杆细颈的刚度．采用大型通用有限元分析软件ANSYS进行分析．必须首先建立挠性接头的有限元模型。文中用ANSYS交互运行界面和APDL语言相结合的办法对挠性接头进行建模，简单地改变模型中的某些参数值就可以建立新的模型；采用拖拉法生成完整的网格模型，能够更好地控制单元形状。最后列举了一种宽度的挠性接头的静力和模态分析例子，证实了扭杆细颈受到应力最大是挠性接头的最薄弱环节。     

柔性旋转火箭发射时的空间动态响应

文中采用有限元方法模拟柔性旋转火箭的空间运动姿态,建立变截面转轴的动力学偏微分方程,给出发射过程中火箭动态响应的数值解.     

某型高能固体火箭发动机烤燃性能研究

为研究某型高能固体发动机的热安全性,建立了发动机在火烧环境下的有限元计算模型,数值模拟了发动机及装药在不同烤燃工况下的温度分布和爆炸延迟期。研究表明,大型发动机烤燃特性与小型发动机呈现相同规律,热扩散速率在快速烤燃工况下较大,温度梯度在慢速烤燃工况下较大,烤燃速率对推进剂起始反应位置有一定影响。发动机尺寸和快烤环境温度对其热安全性影响较大,发动机尺寸减小和温度升高均导致推进剂点火延迟时间明显降低。     

固体火箭发动机无损探伤方法

针对某型固体火箭发动机的具体结构,确定了发动机尤损探伤的方法。对发动机燃烧室装药的应力情况进行了有限元计算,确定了燃烧室工业CT无损探伤的关键截面,为固体火箭发动机无损探伤的应用提供了参考。     

基于Hamilton原理的柔性多体系统动力学建模方法

首先基于Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理建立起一般柔性体连续系统的动力建模方法,进而以水平面内作大范围回转运动的柔性梁为例,在Ｅｕｌｅｒ－Ｂｅｍｏｕｌｌｉ梁模型的假设前提下,根据轴向不可虎的柔性梁的几何约束条件,推导出作大范围刚体运动的柔性梁连续系统的一致线性化振动微分方程。