无喷管火箭发动机研究

无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。     

涡轮发动机喷管出口速度的估计方法

相比较于活塞发动机系统,开式循环工作的涡轮发动机动力系统对于工况的变化更为敏感.为了维持系统的经济性,获得较高的喷管效率是必要的.针对开式循环多速制鱼雷涡轮发动机动力系统的工作特点,确定了参数关系,明确了喷管在非设计工况下的各种运行特点.基于热力学和气动力学理论,详细分析了气流通过喷管出口截面处压力波时的流动特性,结合气流速度变化和方向变化,给出了涡轮发动机超音速喷管出口速度的完整的估计方法,为整个涡轮机动力系统优化设计和系统建模提供参考.     

超声速弹用液体冲压发动机一体化性能建模与仿真

文中研究了燃料为煤油的弹用液体冲压发动机工作原理和工作过程,建立了液体冲压发动机一体化性能分析模型,包括锥形进气道基本性能多项式拟合模型、一维燃烧室模型和喷管性能模型。并结合液体冲压发动机一体化性能模型,通过仿真分析了某超声速弹马赫数、高度和余气系数等飞行参数对液体冲压发动机比冲和推力等性能参数的影响规律,得出的结论可为超声速弹总体方案论证、弹道规划和动力系统一体化优化等设计问题提供基础和理论依据。     

复合材料带缠绕张力参数对碳/酚醛材料层间剪切强度影响研究

目前缠绕工艺参数对制品层间剪切强度的影响研究多集中于3k碳布或高硅氧布为增强体的复合材料,而一体化复合材料喷管制品烧蚀层常采用1k碳布/酚醛材料进行制备。因3k碳布和1k碳布稀疏特性存在本质区别,将影响酚醛树脂固化过程中产生小分子挥发物的排出效率,从而导致制品性能存在差异。为揭示带缠绕张力对1k碳布/酚醛制品层间性能的影响,采用湿法预浸工艺制备1k碳布/酚醛预浸带,基于控制变量法设计缠绕参数,通过数控布带缠绕机缠绕试样环,设计层间剪切测试工装,实现对试样整环的层间剪切强度测试。结果表明,选用张力系数为20N/cm制备的试样环性能最低,平均值为16.996Mpa;张力系数在30N/cm至70N/cm范围内,制品层间剪切强度波动较为平缓,无明显变化趋势。     

基于边界层控制方法的喷管主动冷却数值研究

采用数值研究的方法进行了基于边界层控制方法的喷管主动冷却的数值研究，验证了基于边界层控制方法的喷管主动冷却方案的可行性，分析了冷却介质喷注压强、冷却介质温度对于冷却效果的影响规律。计算结果表明：当冷却介质具有足够的喷注压强时，采用基于边界层控制方法的喷管主动冷却方案可以有效降低喷管喉部及扩散段内表面的温度，提高喷注压强与降低冷却介质温度均可提高冷却效果。     

基于特征线法模拟全尺寸临界流实验喷放特性

为了获取冷却剂丧失事故喷放阶段热工水力参数峰值等关键数，本文使用一维两相流体动力学方程组对失水事故现象进行数值模拟研究。对于喷放物理过程中的强对流带来的非线性特性和耦合特性，使用特征线法对动量方程和能量方程解耦，进而实现控制方程组在瞬态下的离散求解。以Marviken临界流实验为例，同时使用基于特征线法的自编程序和系统分析程序RELAP5进行求解，通过数值模拟的结果和实验数据的对比验证了特征线法的有效性。此外还对喷管的几何尺寸、初始流体状态参数等对喷放特性的影响进行了计算，并给出了相应的变化规律。     

某火箭发动机喷管扩散段烧蚀材料选材

为解决某总体单位提出的某战术导弹火箭发动机喷管扩散段结构及热环境工况要求，进行了扩散段用烧蚀材料试验对比筛选。对短切碳纤维增强酚醛树脂复合材料预浸料和高硅氧玻璃纤维增强酚醛树脂复合材料预浸料进行研究，分析不同材料的拉伸强度、压缩强度、弯曲强度和线烧蚀率，制备产品样件进行水压爆破试验，分析不同纤维长度以及不同纤维种类对产品抗压强度的影响，并通过发动机地面静试研究扩散段烧蚀材料适用情况。结果表明，虽然酚醛树脂/短切碳纤维复合材料的力学性能及耐烧蚀性能均优于酚醛树脂/长丝高硅氧玻璃纤维复合材料，但在发动机温度低于2 000℃、固体粒子含量较多且燃气流速度较大的部位，酚醛树脂/短切碳纤维复合材料的耐冲刷性能较差，无法满足使用要求，酚醛树脂/长丝高硅氧玻璃纤维复合材料耐烧蚀及抗冲刷性能更优异，可满足使用要求。进一步探讨了在特定热、力环境下不同纤维增强体烧蚀材料的热防护机理机制，通过发动机试验进行了选材方案验证，为特定热环境烧蚀材料选用提供了理论及应用依据。     

基于AutoLISP的固体火箭发动机喷管参数化设计

归纳并总结了固体火箭发动机喷管的设计规范与经验，梳理了表征喷管结构特征的一系列特性参数，建立了喷管的数学模型。基于AutoCAD的二次开发工具AutoLISP,以所建立的喷管数字化模型为基础，编写了固定喷管的参数化设计程序，实现了固体火箭发动机喷管喉衬、背壁绝热层、喷管壳体、绝热扩散段、绝热套等基本零件的参数化设计。通过DCL对话框工具开发，形成了图像辅助设计及设计参数输入对话框，实现了喷管设计参数的获取，使喷管参数化设计工具具有了较好的人机交互。实现了固定喷管参数化设计的功能，使喷管设计师在快速方案论证中的工作效率有了大幅提升。     

基于k-ω SST模型的海上热发射单喷管运载火箭流场仿真

为解决海上发射装置热发射时结构安全设计问题，明确海上发射装置在热发射过程中受到射流冲击的影响，围绕单喷管火箭发动机尾焰流场特性展开研究，运用计算流体力学方法基于k-ω Shear Stress Transfer(SST)模型对三维单喷管发动机的尾焰流场进行数值模拟，得到发射过程中尾焰流场温度、速度、压力随发射高度的变化规律。模拟结果表明，喷管出口距甲板距离对流场激波结构有重要影响，当距离超过5d_e(d_e为喷管出口直径)时火箭尾流温度和速度迅速下降，当距离超过30d_e时射流恢复甲板环境压力。模拟结果可为后续海上发射平台安全设计与导流装置创新提供试验参考和理论依据。     

固体火箭发动机喷管材料烧蚀仿真及分析

针对固体火箭发动机喷管材料烧蚀问题，分析并比较了碳基材料喷管和钨材料喷管的烧蚀率。通过计算两种喷管材料的热化学反应速率，得到了对应的烧蚀率和热流密度分布特性，并分析了燃烧室压强和温度对喷管烧蚀的影响。结果表明：碳基材料喷管与钨材料喷管的烧蚀分布规律相同，但钨材料喷管的整体烧蚀率更小；燃烧室压强和温度均会提高喷管的烧蚀率。综合考虑材料成本和固体火箭发动机整机重量因素，选用钨材料喉衬可以明显减小喷管关键位置的烧蚀量。