小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状

概述了国内外小推力姿控轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展.姿控轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层以及将他们应用于推力室身部的工艺研究是提高姿控轨控液体火箭发动机技术水平的有效途径.     

末修姿控段战略导弹弹道仿真模型及散布分析

导出了适用于末修姿控控段弹道仿真的数学模型,用求差法算出了由于后效冲量及其偏差引起的主动段终点参数散布,找出了引起散布的主要因素,为现有及未来战略导弹的精度分析提供了直接依据。     

火箭级间分离与姿控耦合影响研究

为分析分离与姿控耦合设计时的相互影响,提出了基于上面级喷管最大摆动角速度,以及基于上面级实时控制的分离与姿控耦合计算方法,建立了级间分离与姿控耦合计算模型.某型火箭级间分离计算结果表明,采用基于上面级实时控制的耦合计算方法,能够真实地反应上面级姿态控制力作用下的级间分离过程,可为箭上设备安装边界设计提供准确依据.     

单模块装药膛内流场特性试验及数值仿真

模块装药是目前大口径加榴炮主要的装药结构之一。为了更加精确地研究单模块装药膛内燃烧的内弹道特性,分析膛内燃气流动及压力波变化规律,设计了模块装药燃烧模拟试验平台,并进行了单模块装药的膛内燃烧试验。根据模块装药的特点,分区域建立了模块装药轴对称二维两相流内弹道模型。基于高阶精度MUSCL（Monotonic Upstream-centered Scheme for Conservation Laws）格式,数值模拟了单模块装药药室内部点传火过程。结果表明,计算结果与试验结果吻合较好,不同测试点的压力曲线的计算峰值误差均低于4%,表明所建立数学模型和使用的计算方法能够较好地描述单模块装药药室内部燃烧过程。结果还发现,在t=5.0 ms前,由于模块未破裂,药盒端盖的阻隔导致主装药燃气无法及时向药室扩散,仅传火管燃气对膛内流场造成微弱的影响,这一时期药室内部压力最大值比传火管右端未破膜前仅上升约4.3%;当模块破裂后,模块与药室边界处存在3.05 MPa的压力梯度,使得火药燃气及固相颗粒沿轴向快速向药室自由空间流动,在弹丸底部区域形成较强反射压力波;随着时间的推移,压力波反复震荡,并逐渐减弱。     

基于查表法的姿控喷管故障诊断

针对航天飞行器姿控喷管故障的诊断问题,考虑姿控喷管开关组合与飞行器姿控力矩的关系,提出了姿控喷管故障诊断的查表法及其改进查表方法两种查表法诊断喷管故障,经仿真验证,所提方法能够快速诊断故障和确定故障位置及形式,且准确率高,并具有较好的工程应用价值。     

一种新型姿控推冲器的设计和研究

为了设计一种高输出能量的姿控推冲器,从主装药、点火管、壳体、喷管和堵片等方面进行了分析和试验,确定了相关设计参数。试验结果表明推冲器作用一致性好,实测比冲最高达236.8s,满足技术指标要求;安全电流、冲击、锤击及飞行搭载试验表明该推冲器使用安全。     

基于单片机控制的姿控发动机电弧点火系统

为解决姿控发动机电弧点火控制系统中存在的难点,设计一套基于STC15W404S单片机为控制核心的姿控发动机电弧点火控制系统.该系统采用74HC4514译码锁存器对单片机I/O口进行扩展,利用单稳态电路对点火开关电路进行定时控制,实现了对多台固体姿控发动机之间的实时同步点火,最后设计了一个看门狗复位,增加了系统的可靠性,达到设计目的,具有一定的实用价值.     

基于AMESim的姿控发动机推进剂供应管路优化设计

根据模块化思想,建立了液体姿控火箭发动机推进剂供应管路的AMESim模型,仿真计算了推进剂供应管路优化前后姿控发动机工作时的水击压力.仿真结果表明:在推进剂供应管路上增加的体积容腔能够有效降低管路中的水击压力.通过仿真水击数据和热试车数据对比表明,仿真模型较好地描述了管路水击过程,能对后续液体姿控火箭发动机管路结构优化设计提供借鉴意义.     

姿控发动机管路支架一体化设计

姿控支架采用管路与结构承力件一体化的设计理念,取消了姿控系统多个姿控发动机管路及其支架,不仅减轻了姿控系统重量,同时也保证了姿控发动机的安装精度.在综合姿控发动机舱内布局、空间尺寸及位置等因素基础上,提出不同结构和不同材料一体化设计的姿控支架方案,并对其在结构强度、刚度、流阻及工艺性方面进行了对比.结果表明,两种不同材料、结构的姿控支架方案皆能满足动力系统使用要求,但钛合金结构方案在重量、系统流阻匹配性方面更具优势.     

大口径火炮发射噪声场数值仿真与实验研究

大口径火炮发射时产生的炮口冲击波会对炮手区域内设备及人员造成损伤。为研究大口径火炮发射时噪声场分布规律,基于有限体积法,采用SST k-ω模型,根据某火炮实体模型建立了火炮计算区域三维仿真模型,利用动网格技术计算得到了不同内弹道参数下炮手区域超压随时间的变化规律,并与实验进行对照确认了计算的可靠性。计算结果表明,高压高速燃气从侧孔及炮口流出后不断发展,在火炮周围形成了带有周期性的压力膨胀波并对炮手区域产生影响;在总体噪声分布规律上,炮手区域内噪声集中于火炮模型对称面及地面附近;同时由于内弹道参数差异,整体的噪声水平随装药量增大而上升。计算结果为分析内弹道参数与炮手区域噪声分布规律的内在关系提供了有效参考。     

侧喷管脉冲发动机内流场数值模拟

为研究侧喷管脉冲发动机的性能,运用流体计算软件对作为制导弹药推力矢量控制系统执行结构的侧喷管脉冲发动机内的三维流场进行数值模拟,分析了偏心段偏心距离、喷管至偏心段距离、偏心段长度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响。研究结果表明:随着脉冲发动机偏心段向上移动,其径向推力减小,推力中心由喷管中心内侧向外侧移动; 随着喷管至偏心段距离的增加,径向推力先增大、后减小,推力中心发生阶跃性的变化; 受发动机结构的限制,偏心段长度对发动机性能的影响较小; 采用的数值模拟方法可以用于侧喷脉冲发动机流场及性能预示计算。     

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。     

具有摆动喷管发动机三维内流场数值分析

分析了喷管摆动对发动机内流场的影响,针对喷管摆动情况下的流场特点,采用动网格技术及用户自定义( UDF)编程,实现与喷管摆动相对应计算区域的实时变化,并对具有摆动喷管的发动机三维内流场进行了数值模拟,得到了发动机内流场的详细情况.     

含装药裂纹固体火箭发动机点火过程内流场数值模拟

基于裂纹流场与发动机内流场的耦合作用机理,利用裂纹出口流场参数来计算裂纹向燃烧室流场喷射质量流率的方法,对含装药裂纹固体火箭发动机点火过程的内流场进行了数值模拟,得到了内流场的分布情况,通过分析计算结果,总结出不同位置、不同几何尺寸的裂纹对发动机内流场的影响规律.     

推力矢量发动机射流流场的数值分析

文中针对推力矢量发动机燃气流场的流动问题，运用数值分析的方法进行了研究。确定了该类问题的数学一物理方程，对几何建模、网格生成、边界条件等问题进行了详尽的描述，给出了适合的计算模型。针对两种燃烧室条件和不同的舵片尺寸，对发动机和燃气舵的组合模型进行了计算。计算结果揭示了包含燃气舵的推力矢量发动机的流动状况，表明文中创建的计算模型是切实可行的。研究的结论可以为推力矢量发动机及燃气舵的结构设计提供直接的参考。     

超燃冲压发动机尾喷管流场研究

选取简化构型的超燃冲压发动机尾喷管,采用FLUENT软件对其流场进行数值模拟,并分析尾喷管流场,得到了该超燃冲压发动机尾喷管流场结构的特征.研究结果对超燃冲压发动机尾喷管的设计具有一定的参考价值.     

固体火箭发动机羽烟流场的数值模拟

在抛物化假定基础上，从固体火箭发动机无烟、少焰研究需要出发出发，对喷管的内、外流场进行了数值模拟，考虑了化学平衡流和气／固两相流两种状态。在喷管内流场的计算中，用系数矩阵分裂方法对流场进行数值模拟。不论是内流场，还是喷流流场，燃烧产物的平衡组分都用布林克莱法进行求解，粒子运动参数都用特征线法进行求解。其中部分计算结果同实验及他人计算结果进行了对比，两者吻合良好。     

水下航行体涡轮机通流部分流场及性能数值研究

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对水下航行体涡轮机通流部分的流场及性能进行了数值模拟,研究了设计工况与非设计工况下涡轮机内部流场精细结构和流动损失,分析了非设计工况涡轮机效率的影响因素.研究表明,设计工况下喷管处于超临界状态,造成叶轮中很强的入口激波,引起叶轮壁面边界层的分离;存在叶尖径向间隙泄漏和轴向间隙泄漏,由此造成很大的间隙泄漏损失;非设计工况下,涡轮机出口背压升高,涡轮机效率下降明显,喷管环效率下降是主要原因;本文所使用的CFD模型及计算方法能够较好地捕捉水下航行体涡轮机内部存在的各种复杂流动结构,所预测的涡轮机性能与试验数据吻合良好.     

旋转状态下姿态控制发动机喷流流场的数值模拟

为了对姿态控制发动机在旋转状态时的喷流流场进行数值模拟,并避开复杂的滑移网格技术,将惯性坐标系下的控制方程和数值计算边界条件用弹体旋转坐标系来表达,选用雷诺平均的旋转坐标系下的Navier-Stokes方程,算例计算结果与采用滑移网格技术得到的流场结构相比更接近实测且计算容易收敛,表明这种方法正确且简单可行。数值计算结果表明：在弹体直径以及喷口大小及入口条件一定的前提下,由于旋转引起的喷流流动的非对称性将直接影响到姿态喷流控制力的大小和方向,进而影响到姿态控制发动机的工作效率;随着旋转角速率的增大,推力矢量明显变化,控制推力偏转,使有效揎制推力减小,从而影响远程火箭弹的稳定性和姿态控制精度,并在一定程度上增加了燃气消耗量。     

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。