基于水平集函数的固体火箭发动机瞬态内流场模拟方法研究

针对固体火箭发动机装药燃面退移下的瞬态内流场模拟方法进行研究,采用水平集方法捕获发动机工作过程中的装药燃面,多孔介质模型约束装药区域的流动特性,建立了一种可以准确模拟发动机内流场瞬态流动的水平集和多孔介质耦合方法（LSPM）。采用该方法对有壁面退移的圆管通道流动问题进行了计算,对短内燃管形装药和复杂翼柱形装药发动机进行了模拟。研究结果表明：LSPM计算结果与动网格方法吻合较好,可以较好地处理有界面退移的加质流动问题;LSPM压力和燃面的计算结果与零维内弹道结果基本一致,可以准确计算装药燃面退移下的发动机瞬态内流场。     

基于水平集方法和最小距离函数法的复杂装药燃面退移问题研究

利用水平集(Level-set)方法和最小距离函数(MDF)方法,对固体火箭发动机装药燃面退移问题进行研究。基于Level-set方法和MDF方法的相互耦合,建立了一种可以准确预测固体推进剂装药燃烧表面退移的方法;对不同几何药型、不同燃速组合推进剂装药及带侵蚀效应的装药进行计算分析,其结果表明,该组合方法及所采用的网格界面分割和几何重构计算燃面面积的思想,在预测固体推进剂装药燃面瞬态退移问题上具有良好的适应性和较高的可信度。     

变截面内孔星形装药的简化设计方法

文中提出了一种变截面内孔星形装药的简化设计计算方法,给出了此装药的初始燃烧面、初始通气参量、体积装填系数与装药几何尺寸之间的数学关系,并推导出不同燃烧阶段燃面随肉厚变化的解析式.     

一种固体火箭发动机通用模拟燃烧的方法

为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值.     

基于UG二次开发的复杂药柱燃面模拟与分析

文中提出基于UG所提供的强大功能,利用UG二次开发函数对复杂药柱进行燃面推移模拟与分析,并给出装药建模的途径,燃面推移的方法,燃烧面积计算方法.最后以星孔装药作为燃面燃烧模拟示例,所得结果表明,用该方法模拟计算所得到的燃面积与解析方法计算的燃面积的误差可控制在3%以内,完全满足工程设计的需要.     

基于MDF方法的装药燃面推移算法研究

空空导弹发动机装药燃面计算是内弹道计算的关键。采用最小距离函数的燃面计算方法,对均匀燃速下的燃面平行层推移过程进行计算,得到发动机各个肉厚条件下的装药燃面面积。首先用CAD软件将药柱表面离散化,然后将药柱所在空间均匀离散成三维点阵,计算出点阵至初始燃面的最小距离函数。针对任意指定的燃烧肉厚,选取符合条件的点组成该时刻新的燃面。以圆柱孔药和星形装药为算例,与SRM-CAD软件计算结果作对比,从计算精度上验证了该燃面计算方法的有效性。     

两种新型固体火箭发动机装药药型研究

通过对两种新型装药燃面的计算 ,对其燃面变化规律进行了研究 .研究结果表明 ,这两种药型能较好满足战术导弹对结构尺寸和内弹道性能的要求 ,具有很好的燃烧恒面性特征     

车轮形装药底排装置内弹道计算

根据底排弹的底排装置结构特点和车轮形装药的几何形状特征，推导了底排装置内装药燃烧规律的数值计算模型。计算结果符合底排装置内的燃气压力主为化规律，并与地面实验结果吻合很好。     

基于逆向实测的翼柱型装药燃面推移实现

为了获得一种翼柱型装药的燃面推移过程,采用接触和非接触相结合的测量方式,获得了装药的全部尺寸,采用三维绘图法,依照平行层推移原理,重建了装药燃烧各时刻的三维模型,利用GAMBIT面积查询功能和Matlab统计程序,获得了装药燃面分数随燃去肉厚系数的变化规律.结果表明:发动机助推段燃面约为巡航段燃面的2倍,与发动机地面试车的推力变化规律相同,验证了逆向测量结果和燃面推移方法的准确性.     

密实装药床中点火火焰传播特性的实验与数值研究

以某火炮密实装药为背景,为了研究在中心点传火结构下装药床中点火火焰的传播特性,设计并使用了可视化半密闭爆发器式模拟实验装置。考虑到实验安全性,装置中以尼龙假药粒床来替代真实发射药,通过高速摄影系统拍摄了装药床中点火火焰的传播过程。实验结果表明,点火火焰在前期主要体现为径向传播,直至火焰气体受到药室壁面的约束,径向传播减弱而轴向扩展成为主要特征。基于实验,结合多孔介质模型建立了装药床中点火燃气流的二维轴对称传播模型,并利用FLUENT软件对点火火焰的流动过程进行了数值模拟。将气体高温面等效为火焰面,数值计算得到的气相温度场云图与实验拍摄的火焰图像对比基本吻合,火焰轴向位移的数值结果与实验结果相差不超过7.14%,并由数值计算的火焰位移曲线得出装药床中火焰轴向传播的平均速度为14.1 m/s。     

具有不同推进剂装药的火箭发动机内弹道预示

文中建立了具有不同推进剂装药的火箭发动机内弹道数学模型和计算模型,编制了相应的计算软件,可以计算头部压强、尾部压强、推力、推力系数、过载、面喉比、燃面等多种参数及相应的数据处理结果如平均压强、平均推力等,并考虑侵蚀及多种修正、侵蚀尺寸效应等功能,在超远程火箭武器设计中得到实际应用,进一步拓展了内弹道计算的使用范围.     

基于Pro/E的含金属丝双推力药柱燃面计算方法

对于含有金属丝的双推力药柱，采用传统燃面计算方法不但工作量大，而且难于求解。利用Pro／E三维实体造型软件可以快速构造固体发动机装药．模拟药柱燃面推移过程。得到药柱燃烧的实时几何体，从而计算出不同时刻下药柱的几何参数和质量参数，为发动机内弹道性能精确预示提供可靠的原始数据。     

星型装药固体火箭发动机工作过程仿真研究

基于FLUENT软件的UDF二次开发模块,完成了星型装药燃面点火和燃面退移的建模,研究了星型装药固体火箭发动机点火和燃面退移过程,结果表明:星型装药固体火箭发动机工作时,装药头部与尾部存在一定的压强差;相比于星根区域,星角区域的点火过程进行的更加缓慢;采用商用FLUENT软件可以实现简单的星型装药燃面退移过程模拟。     

移动网格技术在求解固体火箭发动机侵蚀流场中的应用

应用流体计算软件Fluent的动网格技术和网格自适应技术．通过UDF（用户自定义函数）编程．耦合了燃面加质．对某固体火箭发动机的侵蚀流场进行了轴对称数值模拟。文中除了将计算结果同实验结果进行对比外．还得出了固体火箭发动机侵蚀燃烧过程中装药燃面推移图像，并分析了侵蚀燃烧对发动机燃烧室压强的影响。     

影响低温度系数装药弹道性能的装填参数

从理论上分析了影响低温度系数装药弹道性能的装填参数，并具体讨论了主装药和包覆火药的混合比，燃面比及燃面温度系数等对该装药弹道温度系数的影响。研究表明，在一定范围内，包覆火药与主装药的混合比增加，主装药和包覆火药的燃面比减小或燃面温度系数的绝对值增大，有利于降低该装药的弹道温度系数。     

直写打印硝化棉基内嵌多方孔发射药及其性能

针对传统工艺无法制备复杂结构发射药的问题,为探索提高发射药燃面渐增性新途径,采用3D直写打印技术,设计并打印了具有较高燃面渐增性的硝化棉基内嵌多方孔发射药。对3D打印的硝化棉基内嵌多方孔发射药进行了定容燃烧和内弹道性能表征。结果表明,以硝化棉、含能增塑剂和溶剂配制的浆料为打印物料,打印的硝化棉基内嵌多方孔发射药符合设计的燃面渐增性燃烧预期;受打印针头直径、溶棉比、醇酮比、溶剂挥发速度等因素的影响,直写打印的发射药设计尺寸和实际尺寸有一定偏差;12.7 mm机枪弹道初步试验表明,内嵌多方孔NC-120发射药和制式D-4/7混合装药16 g,装药比例1∶1时,膛压为314.2 MPa,射击初速为854.1 m·s^-1,实现了直写打印内嵌多方孔发射药在膛内正常、稳定燃烧,达到了与制式发射药相似的水平,但充分利用直写打印内嵌多方孔发射药需要进一步优化设计药形、弧厚、内外层弧厚匹配等参数。     

UG二次开发实现药柱燃面退移自动化

文中提出了一种三维药柱燃面退移计算近似算法,并用UG软件的二次开发功能执行此算法,达到了快速准确的获得药柱肉厚-燃面曲线的目的。UG二次开发通过MFC和UGAPI函数交叉使用实现,MFC制作对话框界面,UGAPI函数执行燃面退移算法。最后以某型号发动机装药为例,运用此方法和传统方法对比,验证了该方法的正确性和高效性。     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

无喷管发动机性能优化分析

为优化无喷管固体火箭发动机的设计资源,文中围绕装药参数对无喷管固体火箭发动机性能的影响展开分析与计算。计算结果表明:装药能量、装药燃烧特性、装药结构参数对无喷管固体火箭发动机性能有不同的影响,无喷管发动机设计中采用高能装药、高燃速装药、优化装药结构、合适的装药燃速压强指数、两种燃速装药串联对于无喷管发动机性能的提高有利。     

星形串联装药的设计方法

为提高火箭发动机装填系数,增大火箭射程,提出了星形串联装药的结构,给出了此装药的初始燃烧面、初始通气参量、体积装填系数与装药几何尺寸之间的数学关系,并根据某火箭发动机的装药参数,计算了星形串联装药内弹道特性参数。设计及计算结果表明,星形串联装药能增大发动机装药量,降低通气参量,提高发动机总冲、推力等。