带燃气舵的固体火箭发动机尾流仿真

燃气舵的扰动使得固体火箭发动机高度欠膨胀的尾流场显得更加复杂。文中采用数值仿真计算的方法对比研究了不同高度下相同自由来流马赫数时的带燃气舵发动机尾流场的特性。得到存在燃气舵扰动时固体火箭发动机高度欠膨胀尾流场的轴向截面呈十字状;并且随着高度的增加尾流场膨胀程度增加,温度边界向外扩展;同时得到尾流场的长度约为200倍的发动机喷管出口直径。     

空空导弹燃气舵气动设计技术综述

介绍了空空导弹固体火箭发动机燃气舵气动设计过程中的有关技术问题,包括总体指标,限制条件,气动设计目标。详细分析了喷流流场的各种特性:不均匀性、瞬间性、扰动波系、高温和粒子流等。论述了燃气舵面外形设计中的有关问题:平面形状、剖面形状、舵轴确定、舵体安放、护板设计及舵面烧蚀等。     

固体火箭燃气舵的结构分析

该文根据充分的试验数据,从材料的耐烧蚀性能和舵的几何尺寸及形状等方面,讨论了固体火箭燃气舵的结构设计要求和结构形式对烧蚀率的显著影响。     

固体火箭燃气舵气动设计研究

介绍了固体火箭燃气舵气动设计中的几个问题，包括喷流流场分析、舵体材料选择及其性能分析、舵体理论外形和气动特性设计以及风洞和点火测力试验等。将舵的气动特性要求和舵的强度、刚度及烧蚀量等要求综合起来考虑，可以使燃气舵的研制一次成功。     

固体火箭燃气舵结构材料的探讨

介绍了美国火箭燃气舵发展历史和趋势,指出舵的前缘后掠角X和前缘半径R对舵面烧蚀的影响,分析了原因。     

固体火箭发动机长尾管烧蚀机理研究

长尾管的热防护问题是端面燃烧固体火箭发动机研制中最突出的技术关键之一。本文从理论分析、流场计算和实验研究三个方面研究了端面燃烧固体火箭发动机长尾管的热防护问题。揭示出造成长尾管内衬材料局部烧蚀增强的主要机理。数值计算给出了燃气在长尾管内的流线图、压力、温度、密度、湍动能以及湍动能的耗散率。测定了型号发动机在热试车时长尾管壳体外壁面温度分布，以及试车后内衬材料的烧蚀与碳化厚度。另外，还专门设计了模拟     

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据.     

炭-炭复合材料耐高温和高速粒子烧蚀/侵蚀研究

为了模拟固体火箭发动机绝热材料的工作环境,在氧气和煤油为燃料的燃气中加入Al2O3粒子,对炭-炭复合材料进行烧蚀试验。计算超音速燃流的温度和速度分布特性,得出超音速火焰各气动参量呈抛物线分布的规律。对试件的烧蚀形貌进行电子扫描观察和对燃烧产物进行光谱验证,并计算试件的烧蚀率,得出炭-炭复合材料在超音速火焰和高速粒子烧蚀/侵蚀不同条件下的不同的烧蚀机理。     

固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究

采用顺序间接耦合的方法,针对某固体火箭发动机所使用的燃气舵,开展了偏转角度分别为0°、30°、45°的热分析数值研究.计算结果表明:偏转角度为0°、30°、45°时最大温度位置都出现在燃气舵前端;燃气在舵面上发生分离的区域主要是型面角度变化陡峭处,随着偏转角度的改变,分离点对温度影响程度也不同;偏转角的改变造成对附近流场的干扰程度增加,造成燃气在舵面上分离区域的改变,导致燃气舵侧面温度分布发生变化.     

固体推进剂管道火箭推进系统

本文讨论一种固体推进剂管道火箭推进系统。这个系统基本上是一个能向冲压发动机燃烧室排入富油燃气的固体推进剂燃气发生器,在冲压发动机燃烧室中,富油燃气将进一步燃烧,并由尾喷管排出。本文介绍了这个系统,及其固有的优缺点,同时还叙述了锡奥科耳化学公司发展管道火箭的历史。由理论计算、风洞试验和飞行试验确定的管道火箭的性能参数,本文也做了有限的讨论。对于设计的革新和将来的发展,本文也做了简要的讨论。     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

潜航飞行体深水超音速气体射流的流动稳定性研究

深水固体火箭推进系统的可靠性和稳定性决定了整个潜航飞行体的弹道精度和飞行稳定性,其工作过程为典型的水下超音速气体射流流动过程。通过建立二维平面垂直射流几何模型,采用分离涡湍流模型仿真分析了深水条件下超音速气体射流的形貌拟序特征以及流场参数的不稳定振荡特性,对水下推进系统推力振荡现象产生的基本流动机理进行了分析。结果表明：水下超音速气体射流尾流存在高频小幅振荡,同时伴随间歇大幅振荡,这种现象与气体和水湍流混合以及中心气路激波系的不稳定运动有关;中心气路激波系的不稳定运动以及失稳重建过程会导致尾部空间压强的剧烈振荡,最终造成推力的不稳定振荡。通过对推力振荡特性的分析发现：水深越深,推力振荡幅值越大、振荡频率越高;喷管出口壁面直径越大,推力振荡幅值越大、振荡频率越高。     

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.     

固体火箭发动机长尾喷管内衬烧蚀流场分析

为了给固体火箭发动机长尾喷管的热防护设计和改进提供理论依据和有益的参考,文中通过解剖某固体火箭发动机长尾喷管试验残骸,并对长尾喷管内衬残骸进行了测量和分析,给出了长尾喷管内衬的烧蚀规律。利用流场仿真的方法对长尾喷管流场进行了理论计算和分析,分析了长尾喷管内衬的烧蚀机理,分析表明凝相粒子的侵蚀是长尾喷管内衬局部烧蚀严重的主要原因。     

水下超声速燃气射流的初期流场特性研究

针对超声速燃气射流在静水介质中扩展的复杂多相流动问题,在压力水筒中开展了固体火箭发动机水下点火实验;基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积模型,对相同工况进行了燃气与水耦合数值求解。研究结果表明：水下燃气射流迅速建立超声速流动后,高速射流的冲击作用导致燃气泡呈现出帽状特征,并逐渐演变为类椭球体的气囊,平均轴向扩展速度约为40 m/s;燃气泡内部流动结构复杂,存在两个剪切涡环与重复出现的激波胞格,射流边界与燃气泡边界的相互作用会导致射流后续演化的不稳定;燃气扩展时通过压力波在水流场中产生高压区,其压力峰值在振荡中逐渐与环境压力匹配,喷管堵盖打开压力、出口截面积是影响推力峰值的重要因素。     

阶梯装药固体火箭发动机点火内流场特性研究

针对两节阶梯装药在火箭弹中的应用,对该类型固体火箭发动机点火内流场特性进行数值模拟。运用FLUENT软件进行二维轴对称非定常数值分析,通过UDF编程,采用表面单元格临界点火准则实现推进剂表面不同部位单元格的燃气加质,计算得到了前后燃烧室的不同部位压力分布及变化情况和点火器喷孔附近的激波传递情况。研究结果表明,该方法能够较好的预示点火内流场的特性,可以为阶梯装药发动机的点火性能研究和点火设计提供理论依据。     

超声速燃气射流流场特性的三维数值模拟

针对固体火箭发动机燃气射流特性,建立了高温高压燃气射流的三维计算模型,采用大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的欠膨胀超声速射流流场进行了数值模拟。计算结果表明,超声速燃气射流与周围大气剧烈掺混过程中形成了重复出现拟周期的膨胀压缩波结构。在射流中心轴线上,静压、速度等参数在出喷口后出现了较大的波动,随着离喷口距离的增加,波动幅度逐渐减小至平稳变化。射流速度沿径向开始在核心区基本不变,到剪切层后衰减梯度较大。随着喷管尺寸的增加,射流在轴向和径向的扰动区域都增大。     

动态网格在固体火箭发动机内流场计算中的应用研究

固体火箭发动机在工作过程中内流场结构随燃面的减退不断发生变化，利用通常的稳态网格难以对该问题进行准确模拟。针对此问题，首先介绍了实现动态网格的基本方法，然后采用动态层方法生成动态网格对某固体火箭发动机内流场进行了计算。计算结果与实验数据的对比说明使用动态网格方法计算的准确性和可行性，与准稳态方法计算结果的比较说明在时间步长较大以及流场参数变化剧烈的情况下，动态网格方法更适用于火箭发动机内流场的计算。