固体火箭发动机高速旋转试验研究

高速旋转对固体火箭发动机工作性能的影响是多方面的,处于高速旋转环境中的增程固体火箭发动机工作性能预估方法是底排-火箭复合增程弹的关键技术之一.用试验的方法研究了高速旋转效应,结果表明,高速旋转将大大加快双基推进剂的燃速,不仅使推力的数值成倍增加,而且推力-时间曲线的变化规律也发生了相当大的改变.     

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。     

固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展

介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展，喷管受热分析，指出了先进复合材料的发展趋势，提出碳／酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。     

二元无喷管固体火箭发动机冷流模拟试验

对高喷射雷诺数不渗透壁扩张截面的二元多孔壁管进行了无喷管固体火箭发动机的冷流模拟试验。试验数据与顺流无粘性一元流分析、准二元流无粘性分析和二元流无粘性分析三种流动模型的理论结果比较表明,二元流动对瞬时无喷管性能具有二阶效应,瞬时性能仅增加0.4％。     

固体火箭发动机延伸喷管折转片接触分析

研究固体火箭发动机延伸喷管的动力学性能可为改进固体火箭发动机设计水平提供理论依据.仿真是多快好省实现延伸喷管动力学研究的有效方法.利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行延伸喷管展开动力学仿真,计算出延伸喷管展开过程中折转片支耳处的受力情况,利用其结果将动力接触计算问题简化为静力接触计算问题,并利用MARC计算了折转片展开到位时的强度和刚度,为延伸喷管展开机构的改进提供了重要的理论依据.     

固体火箭发动机喷管组件过盈装配强度分析

为使各个组件间的间隙大小和均匀度得到保障,对固体火箭发动机喷管组件过盈装配强度进行分析.基于工程应用背景,对某标准试验发动机喉衬与喷管座过盈压配过程进行仿真分析,采用有限元模拟方法,对喷管体在加热和不加热两种情况下进行动力学和热力学分析.结果表明:采用对喷管体先加热后装配的方法,其装配面接触应力更小,更利于控制装配过盈量,保证喷管组件的装配质量.     

固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究

通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。     

高速旋转固体火箭发动机的动态燃速特性研究

通过对试验数据的分析和处理研究了高速旋转对发动机最大推力、最大压强的影响,以及在高速旋转条件下喷管等效喉部面积的减小规律,运用零维内弹道计算模型拟合出了动态燃速随装药燃面相对半径和转速变化的经验公式.计算结果表明,高转速下等效喉部面积大幅度减小,动态燃速经验公式能够定性反映高速旋转引起的推进剂燃速增大效应.     

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。     

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。     

基于燃面推移的内流场数值仿真

基于处理移动边界的动网格技术,采用隐式的、非定常的耦合解法,选用k-ε双方程的Realizable湍流模型和壁面函数法,对某小型固体火箭发动机粘性的、可压缩的、高雷诺数的燃烧室-喷管湍流流场进行了一体化的数值计算,得到其在移动边界条件下瞬态的流场分布,并分析了其完整的内弹道各参数随着装药燃面推移而连续变化的规律,通过数据拟合出的三条内弹道特性参数曲线与试验数据符合较好,说明文中所采用的内弹道数值仿真计算方法可靠.     

基于机器学习的固体火箭发动机燃烧室壳体旋压数据预测

为提高固体火箭发动机燃烧室壳体旋压加工的良品率,提出一种旋压数据预测模型。通过对旋压加工数据集进行分析处理和特征提取,并运用机器学习建立预测模型,五折交叉验证评估模型,可有效地预测中部跳动和Q处跳动。预测结果表明：该模型为后期优化旋压加工工艺,提高燃烧室壳体良品率提供了基础。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。     

斜切喷管固体火箭发动机推力特性仿真与试验

为了降低倾斜架式发射地空导弹的发射仰角,满足对超低空来袭目标的攻击需求,提出了斜切喷管预制发动机推力偏心方案,进行了流场仿真和发动机点火试验,数值模拟与试验结果吻合良好。进一步分析表明,斜切喷管方案在地空导弹上的应用是可行的。     

固体火箭发动机一维两相内弹道研究

针对目前工程上所采用的固体火箭发动机内弹道模型过于简单(如零维模型、单一气相模型等)和两相内弹道模型难以统一的问题,构造了适用于固体火箭发动机复杂装药条件下统一的一维两相内弹道计算模型,推导了不同类型边界条件、收敛准则、凝相质量等物理模型,采用理论方法计算凝相粒子直径的变化.利用上述模型对某远程火箭发动机进行了内弹道计算与分析,计算结果与实验数据吻合良好,表明该两相内弹道模型可以有效地降低纯气相模型引起的理论与实际之间的模型偏差,有利于提高固体推进剂火箭发动机内弹道的预示精度.     

柔性喷管SRM三维两相内流场数值模拟

针对柔性喷管固体火箭发动机的复杂多相流数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用k-ωSST湍流模型和颗粒轨道模型,建立了气固两相三维内流场计算模型。分析了发动机内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、固相粒子沉积浓度和颗粒运动轨迹;重点分析了喷管无摆动和摆动5°状态下的发动机内流场变化特性。研究表明:2种工况下的燃烧室平均压强、温度场及喷管出口速度变化幅度较小,但对喷管柔性连接缝内的流场速度影响较大,固相粒子最大沉积率产生于发动机后封头的绝热层内壁;喷管无摆动时,柔性连接缝内的粒子沉积率较低,随着喷管摆动幅度增加,粒子沉积浓度大幅度升高。     

固体火箭发动机瞬态内流场数值仿真

利用FLUENT的用户自定义函数定义固体推进剂燃面的边界移动和燃面的质量添加,考虑压力和流速对侵蚀效应的影响,对内孔燃烧固体火箭发动机的瞬态内流场进行了研究。采用标准kε湍流模型,隐式耦合算法计算了喷管和燃烧室一体化内流场。得到了内弹道各参数随时间变化和空间分布情况、装药动态燃烧过程,以及侵蚀效应对发动机燃烧室压力分布和固体火箭发动机工作过程的影响。     

降低星孔装药火箭发动机二次压力峰值方法

分析了固体火箭推进剂的燃烧特性和二次压力峰值对固体火箭发动机性能的影响．在对传统的降低二次压力峰值方法介绍的基础上，提出了采用星孔装药提高固体火箭发动机效率及其降低二次压力峰值的方法。经过试验验证该方法切实可行。     

非对称方形尾喷管内流场数值分析与推力特性研究

文中建立了非对称方形尾喷管及传统轴对称尾喷管的物理数学模型,基于N-S方程和RNG k-ε湍流模型,对两种尾喷管三维内流场进行了数值分析,研究了非对称方形尾喷管内部流动参数的变化趋势及其推力特性.结果表明:在相同收敛段、喷管长度和扩张比的条件下,两种喷管内的流动参数变化趋势一致与轴对称喷管相比,非对称方形尾喷管推力略低,但能够保证喷管的推力性能水平.