可延伸喷管的研制与试验

采用可延伸喷管能缩短固体火箭发动机发射前的长度,提高喷管的扩张比和固体火箭发动机工作时的比冲。本文介绍了可延伸喷管的研制方案及研制过程中的一系列试验。     

基于喷管结构参数公差的纵向距离散布

比冲是评价固体火箭发动机能量特性的综合因子,其与固体推进剂配方组成及发动机设计参数有关,对射程具有较大的影响。该文结合某远程TG-300发动机结构参数,针对喷管喉径、扩张半角和膨胀比的制造公差,研究了这些参数对比冲散布及纵向距离散布的影响。结果表明,喷管喉径制造公差对比冲的影响相对较大,扩张半角次之,膨胀比的制造公差对比冲影响较小; 这些公差应当在加工过程中合理控制。该文所得结果可对固体火箭发动机结构设计提供参考依据。     

固体火箭发动机特型喷管的型面设计

为了提高发动机的推力,采用双圆弧法设计了固体发动机的特型喷管,利用自动优化平台,集成了参数化建模和喷管流场数值模拟,以发动机推力为优化目标,运用模拟自适应退火算法和序列二次规划算法组合优化策略对喷管内型面进行了气动优化,利用Gambit内部函数解决了参数空间配对问题.优化后,喷管的能量转化率得到了提高,推力提高了3.07%.此方法可用于喷管的实际设计中.     

一种考虑燃气性质变化的喷管型面优化方法

空间火箭发动机喷管具有大面积比,提高其性能是发动机设计的目标之一。以Rao方法为基础,提出一种考虑真实燃气性质变化的喷管扩张段设计修正方法。以某远地点发动机为研究对象,给出了Rao方法设计的初始喷管型面,计算了燃气比热函数,设计了新的喷管扩张段型面。通过数值仿真对比了新型面与初始型面的真空比冲。仿真结果表明：所提出的计算燃气比热容方法可有效用于喷管流场仿真;燃气比热变化对扩张段型面的影响较大,对于具有相同长度的喷管,当考虑燃气比热变化时,扩张段型面出口面积比较小,真空比冲提高,但幅度小于1 s;对于推力不太大的空间发动机,边界层厚度修正带来的性能增益很小。     

用特征线方法数值模拟喷管内的二维流场

用二维特征线方法数值模拟了固体火箭发动机喷管内的二维流场，通过流场积分计算出喷管的推力．在计算中采用的喷管母线是由喷管扩张段长度、扩张比、型面起始及终止扩张半角所确定的抛物线．计算表明，当喷管扩张段长度、扩张比、型面终止扩张半角一定时，具有不同起始扩张半角的喷管其推力也不同．     

固体火箭发动机特型喷管造型设计与优化

采用双三次样条方法建立了某型固体火箭发动机特型喷管扩张段型面;考虑燃气流动和温度的耦合影响,采用二维轴对称可压缩N-S方程进行数值仿真分析。以发动机推力和总压恢复系数最大为优化目标,模拟退火算法寻优进行了特型喷管的优化设计,与初始设计方案相比,轴向推力提高2.38%,总压恢复系数提高2.22%。结果表明:特型喷管性能远优于锥形喷管,通过对型面的优化设计可以提高喷管性能。     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

固体火箭发动机性能计算程序(SPP)

固体火箭发动机性能计算程序(SPP)在美国已成为预测固体火箭发动机的交付性能I_(SP)的标准参考程序,软件概括了固体火箭发动机交付性能的计算方法。从理想情况的性能着手,并计及下述的性能损失:有限速率的化学动力学、喷管喉道侵蚀、喷管潜入、喷管流动扩张、两相流、燃烧效率和喷管壁面附面层。本文综述了SPP中所用的方法,并提供了预测结果与发动机实际点火数据的对比情况。     

水下固体火箭发动机推力特性研究

为研究水下固体火箭发动机的推力特性,采用CFD方法分析高速燃气射流与周围水环境之间的相互作用机理及多相流流场结构对发动机推力的影响,并对不同水深、不同燃烧室压强以及不同喷管扩张比情况下的推力变化规律进行讨论.研究发现:水下火箭发动机推力振荡剧烈,间歇性的推力脉冲是由气体射流的颈缩/断裂现象引起的;喷管设计出口压强与环境压强之比是判断推力振荡特性的重要参数,该压强比增大时,振荡频率减小、振荡幅值升高.     

固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。