(一)固体火箭发动机喷管喉部沉积过程的传热分析

含铝推进剂的固体火箭发动机在工作过程中有时会发生喷管喉部沉积现象,可能对发动机性能带来严重的影响.本文根据有关实验现象,建立了喉部沉积过程的传热模型.假设喷管喉部结构由沉积层、耐熔喉衬、绝热衬套及外壳等导热性能不同的材料组成,其中沉积层的厚度是随时间变化的,是多层壁变边界的不稳定传热问题.根据喉部沉积的传热模型建立了偏微分方程组,采用有限差分完全隐式格式进行数值分析计算.计算分析结果给出了喉部截面温度场及其变化规律,并从理论上予示有关因素对喉部沉积的影响,与实验规律一致.     

喷管结构因素对喉部沉积影响的实验研究

本实验研究中使用了小型固体推进剂火箭发动机及不同结构参数的喉部组件,用于研究喷管结构因素对喷管喉部沉积的影响.在实验中成功地观察到了喷管喉部沉积的现象,并且获得了结构因素(包括喷管喉衬的厚度、喉部表面的粗糙度、收敛角及喉部过渡园弧半径)对喷管喉部沉积影响的初步规律.其中,喉衬厚度的影响是最显著的.实验结果为喷管喉部沉积机理的研究提供了依据,并且提出了可用于消除喷管喉部沉积现象的措施.     

固体火箭发动机喷管喉部瞬态热流的测量技术

改进了美国Nanmac公司的自更新快速响应热电偶,并将改进后的热电偶用于测量固体火箭发动机喷管喉衬内壁面上的瞬态温度和热流密度.测量是在一小型试验发动机上进行的,其喷管喉径为18mm.分别采用黑火药、双基推进剂和复合推进剂进行了点火试验,试验结果表明本文的测量方法是可行的.     

某些非金属材料在端燃药柱固体推进剂火箭发动机中的应用与试验分析

直径300毫米的固体推进剂火箭发动机采用了复合推进剂端燃药柱。有效燃烧时间42秒,推力720公斤。为保证发动机可靠地工作,发动机采用了大量的非金属材料用于壳体及喷管的热防护、药柱的包覆和发动机装配的密封。多次发动机点火试验证明这些料材的性能良好,结构设计合理,工艺措施可靠,符合设计要求。本文论述了这些非金属材料部件的设计思想,结构特点、性能、点火试验结果以及主要技术问题。     

火箭发动机创新技术推动清洁能源发展

在火箭发射时,火箭主发动机大约在7s内完成点火.在这个过程中,首先是火箭控制系统显示一切运行正常,紧接着固体火箭助推器点燃,火箭发射.火箭主发动机在动态压力达到最大时开始进行压力调节,其速度最大将增至28163km/h;随后,3台火箭主发动机将在9min内燃烧掉重达725.76t的推进剂,此时发动机主燃烧室的温度将高达6000°F.为了给发动机降温,液态氢将在长长的盘旋管道内以-423°F的温度不断循环流动.     

基于超声回波的推进剂动态燃速测量系统设计

推进剂动态燃速是固体火箭发动机主要的内弹道参数,针对推进剂静态燃速测量均值难以评估推进剂动态性能的问题,提出一种基于超声回波反馈的动态燃速测量系统设计方案.以FPGA为逻辑控制器,采用场效应管实现高速高压超声脉冲的发射;应用两级隔离,将高压发射脉冲与回波采集电路进行隔离;利用SPI配置模式高集成度、低功耗的AD9271实现对回波信号的调理及模数转换.通过固体火箭发动机试验器点火试验,获取到固体推进剂稳定燃烧时的燃速为1.73 cm/s,验证了超声回波动态燃速测量系统设计的可靠性.     

固体推进剂用单质、合金及氢化物的研究进展

高能燃料如铝、镁、硼等可以显著提高固体推进剂的燃烧温度及能量密度,从而提高固体火箭发动机比冲,抑制推进过程中不稳定燃烧等。本文总结了铝、镁、硼等高能燃料单质、铝镁合金等金属合金、三氢化铝等金属氢化物添加到固体推进剂中的燃烧特性及促进作用;介绍了铝的团聚、镁的低热值和硼的点火困难等问题,归纳了解决这些问题的改性方法,同时指明了今后的研究方向。     

H_2—O_2推进剂非平衡能量计算

本文运用化学动力学方程来考虑火箭发动机喷管非平衡流动过程,计算了不同的O/F 值时燃烧气体产物中诸组成随温度、压力的变化规律以及比冲 I_(sp)值.结果指出平衡与冻结假设都会带来推进剂能量特性估计的较大误差.本文所建立的方法也为火箭发动机排气流场分析提供了一个更为可信的参考依据.     

固体火箭发动机燃烧室两相流粒子运动轨迹的实验研究

本文用Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对固体火箭发动机燃烧室内两相流粒子的运动轨迹进行了实验研究。为增强粒子图象的效果,设计了一个专用的矩形实验发动机,用在双基推进剂上开槽添加钨粉的方法来模拟含铝复合推进剂中的铝粒子。实验拍摄到了比较清晰的ＲＴＲ图像,经过图象处理后得到粒子群的运动轨迹。实验结果表明：１）粒子轨迹完全有可能穿过对称轴;２）重力对粒子轨迹的影响很小。实验结果为ＳＲＭ两相流动模型的建立以及两相流动数值模拟结果的验证提供了实验依据。     

固体火箭发动机燃烧稳定性的三维理论

通过提出一个“Y假设”,本文求得了一个固体火箭发动机线性声振荡燃烧的三维理论模型。当它简化为一维模型时与Culick教授的一维理论完全吻合。Culick在一维理论中提出的一些新观点,例如推进剂质量不断加入或者质量从侧壁喷管的流出产生的声能衰减或增益,在“Y”假设的三维燃烧稳定性计算模型中也同样存在。     

固体火箭发动机喷管沉积传热分析的积分方法

本文根据固体火箭发动机喷管沉积现象的实验结果,提出一种简化的沉积传热模型-两区域有限平壁,移动的相变边界,变壁温对流换热边界条件下的一维瞬态导热,并应用热平衡积分法求解了这种模型. 热平衡积分法本质上类似于卡门一波尔豪森求解边界层问题的动量和能量积分法.利用这种方法,本文获得了沉积情况下喉衬和沉积层内的温度分布函数,和各边界面的温度响应函数,并给出了计算实例.本文还导出了几个反映沉积因素的无因次数组,据此讨论了减薄喷管喉衬厚度对控制沉积的作用.本文为分析喷管沉积机理提供了一些理论依据.     

复合固体推进剂的侵蚀燃烧:机理、关系式和在装药设计中的应用

一、引言固体火箭发动机装药与内弹道的优化设计和性能予示都需要准确计算推进剂在发动机实际工作条件下的燃速,对于内孔燃烧的装药主要就是侵蚀燃速。计算推进剂的侵蚀燃速一般有三种方法可供选择:     

一种固体火箭发动机燃烧室压强计算方法

为了提高零维燃烧室平衡压强公式在金属含量大于15%的固体火箭发动机中压强估算的准确度,用两相内流场数值计算的方法求解不同情况下的发动机燃烧室压强,对铝含量为16%~18%的HTPB推进剂发动机和铝含量为40%~50%的铝冰发动机进行数值计算、拟合和修正,得到燃烧室零维压强修正计算式,得到铝冰发动机燃烧室压强修正公式,计算结果精度提高。结果证明该方法用于燃烧室压强计算时相比未修正的零维压强计算公式结果更准确,相比内流场数值计算的方法更简单实用。     

通气超空化对水下火箭发动机性能影响

火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用作主动攻击高速水中兵器的推进器.然而,火箭发动机在水下工作时喷管出口压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能,甚至造成安全事故.为研究火箭发动机在水下的工作特性和尾流场特性,基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了高温高压燃气水下超声速喷流的数值模型,分别在单相水来流和通气超空化来流条件下对火箭发动机的内外流场进行仿真计算,获得了通气超空泡、工作压力等因素对火箭发动机尾喷流场的影响规律.研究结果表明:无通气超空化时,尾喷流存在明显的颈缩、胀鼓、回击等非定常现象,发动机推力剧烈脉动;存在通气超空化时,火箭发动机喷出的燃气与超空泡内气体掺混排出,尾流场的非定常特性显著减弱,发动机推力未产生剧烈脉动;当发动机工作压力增大为设计压力一倍时,在无空化条件下燃气流量及发动机推力分别产生30.4%和20.6%的振荡幅度,在通气超空化条件下发动机的工作性能几乎不受工作压力的影响.     

点火通道对点火装置工作过程影响分析

基于气体动力学和计算流体力学的相关理论,采用FLUENT流场计算软件,对液体火箭发动机固体式点火装置在2种工况(Ⅰ为无点火通道、Ⅱ为经过点火通道)工作时的稳态流场进行了数值模拟,在此基础上分析了点火通道对液体火箭发动机固体式点火装置工作特性的影响。结果表明:在燃烧室压强为大气压时,点火装置在工况Ⅱ状态下,喉部燃气速度达不到声速,声速位置移到点火通道某一位置;出口处燃气速度、喉部处压强和温度相对于工况Ⅰ增加;燃气流量、出口处压强和温度相对于工况Ⅰ减小。在不同燃烧室压强时,两种工况下出口处速度、压强、温度和流量均有一个稳定段;工况Ⅱ的燃气流量小于工况Ⅰ。     

具有消熔表面喷管壁温的有限元计算

固体火箭发动机的喷管与燃气接触的表面常常喷涂一层绝热材料,如氧化铝.在高温燃气的冲刷之下,这涂层往往受到不同程度的烧蚀,因此,该状态下的传热分析属于移动边界传热问题.本文针对这一事实建立了有限元计算模型,并获得了该状态下的喷管壁温以及涂层在不同时刻下的烧蚀厚度与烧蚀速率.     

粒子侵蚀对C/C材料烧蚀性能影响研究

为了研究粒子侵蚀对C/C喉衬烧蚀性能的影响,文章首先对烧蚀发动机内流行数值模拟,获取粒子运动轨迹,得到粒子撞击收敛段及喉部的速度、角度和浓度,为粒子侵蚀提供表征参数;同时进行地面小型发动机含铝/无铝对比烧蚀试验。利用扫描电镜和三维微观成像等测量手段进行喉衬微观烧蚀形貌的研究。通过数值模拟和烧蚀试验结果分析:①在小喉径条件下有无粒子侵蚀对C/C材料的烧蚀率影响不大,热化学烧蚀后的纤维单丝比有粒子侵蚀的要尖锐,基体表面上未出现粒子侵蚀的明显痕迹;②粒子以碰撞的模式作用于喷管的收敛段,以磨蚀的模式作用于喷管的喉部及扩张段;且收敛段以粒子侵蚀为主,喉部和扩张段以热化学烧蚀为主。     

喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声影响研究

为了研究喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声声场分布的影响规律,采用LES与FW-H相结合的方法,针对不同喷管尺寸的高温燃气喷流气动声场进行了数值模拟,并分析了声场特性。数值结果表明,火箭发动机喷流远场噪声具有方向性,噪声声压级在离开喷流中心轴线40°处达到最大值;喷流噪声声场的声压级随着喷管尺寸的增大而增加。研究结果为不同尺寸的火箭发动机喷流噪声预测提供参考依据。     

复合固体推进剂的点火研究

本文根据实际固体火箭发动机的工作特点,以 Summerfield 的气相点火理论[1]为基础,建立了用炽热含氧流动气体点燃复合固体推进剂的气相点火模型;并着重从研究影响点火过程的主要因素方面考虑,通过简化,从该模型中导出了计算复合推进剂点火延迟时间的解析表达式;然后,就点火燃气的压力和氧化剂浓度这两种因素对点火延迟时间的影响,通过实验进行了验证。在理论与实验结果定性一致的基础上,本文认为,对于大多数以过氯酸铵为氧化剂的复合推进剂来说,是气相反应控制点火过程,因为利用炽热气体点火时,燃气的压力和氧化剂浓度是影响点火过程的主要因素。这一结论为如何调整设计参数,改进火箭发动机点火器的点火性能指出了方向。     

新型防热材料——聚苯撑树脂及其复合材料(摘要)

宇宙飞船、导弹和火箭在发射、飞行中面临着极其严酷的环境。例如,中远程导弹以高弹道速度再入大气时,鼻锥部要经受5000℃以上的高温和高速气体等因素的作用;大型固体火箭喷管喉部要经受3000℃以上高温高速燃气流和固体粒子的冲刷作用。许多防热体系在这样条件下都不能胜任,或者防热材料的“消极重量”太大、效率低、成本高而少有应用。然而采用碳质或石墨等