固体火箭发动机推力测试曲线的处理算法优化

当前固体火箭发动机推力测试中人工处理数据误差大,效率低等缺陷.在采用GJB770-2005发动机静止实验法的基础上,组建基于内插式A/D采集卡的PCI总线测试系统,通过分析固体火箭发动机测试的工作时间、采样速率以及精度要求等,提出了一种固体火箭发动机推力曲线自动处理算法.通过仿真实验表明,设计的固体火箭发动机推力测试系统数据处理算法正确可行,解决了推力数据处理中手工作图法效率低、随机性大等缺点,和手工数据处理方法进行对比,其推力各参数测试精度在1.5％以内,且测试稳定性好,实现了固体火箭发动机出厂检验的自动化测试.     

Influence of Solid Rocket Motor Slag on the Space Debris Environment

The resulting slag particles from solid rocket motor （SRM） firings are an important component of space debris environment.Slag sizes as large as 1 cm have been witnessed in ground tests,and comparable sizes have been also estimated via observations of sub-orbital tail-off events.We achieve slag initial data based on MASTER slag model and SRM historical launch data,and propagate slag long-term orbital evolution taking into account the zonal harmonics J2,atmospheric drag,solar radiation pressure and luni-solar attraction to discuss the slag size distribution and orbital characteristics.Finally,future slag debris environment is evaluated based on two different launch rate assumptions.The result shows that current launch frequency will make the slag population sustain growth and the population will not decrease at once even if there are no more launches in the future.     

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过程的图形仿真技术

探索固体火箭发动机燃烧工作过程的图形仿真技术，将药型的几何型体结构分解为基本的宏观特征体素，并且提出了建立数学模型的思路，模型设计过程，设计数据结构的原则，进行了参数化设计的软件系统工作过程及实施结果。     

基于等值面(Level Set)函数方法的复杂装药燃面算法研究

通过使用等值面（Level Set）函数界面追踪方法，将固体火箭发动机燃面看作不同物质界面，建立了新的燃面算法，通过追踪固体装药燃烧界面计算出燃面变化规律。采用高精度Weighted—ENO和TVD Runge—Kutta进行数值求解，该方法可以计算复杂几何构形的发动机装药、含缺陷装药和变燃速装药的构型变化和燃烧面积，具有良好的通用性和准确性。新的燃面算法具有了界面追踪的能力，为固体火箭发动机内弹道计算以及装药燃烧与发动机内流场数值模拟耦合计算提供了良好的接口条件。     

On the Transient Numerical Simulation of Solid Rocket Motor by Coupling Quasi One-Dimension Internal Flow with Three- Dimension Propellant Grain Burnback

固体火箭发动机内三维药柱燃烧的瞬态拟一维流场仿真

段娟^1,2,熊永亮^1,2,胡宁东^1,2

（1．华中科技大学 力学系,武汉 430074;

2．湖北省工程结构分析与安全评定重点实验室,武汉 430074）

创新点说明：

开发了固体火箭发动机内弹道混合维度求解器——耦合三维水平集法与一维TVD-MacCormack法降阶求解三维固体药柱燃烧退移时的瞬态流场及主要性能参数,该求解器可计算出较高精度的流场参数。

研究目的：

利用拟一维可压缩流场代替三维瞬态流场,并耦合三维水平集法从而降低固体发动机瞬态仿真的计算量,为进一步研究与指导设计提供可行性指导。

研究方法：

文中利用水平集法来捕捉三维药柱的实时界面并以此确定流场计算域,同时利用一维流场代替三维流场可大大节省计算成本,其原理是因为在药柱燃烧过程中径向和周向的流场参数变化对内部流场的影响相对较小。水平集法利用五阶WENO格式的有限差分进行离散,一维流场使用TVD-MacCormack法进行求解。耦合方法中考虑了药柱燃烧速率和喉部烧蚀对流场参数的影响。

结果与结论：

使用三维水平集耦合一维流场法可以准确高效地计算出药柱退移过程中的流场参数。为实际三维发动机整体工作过程仿真提供可行性实施方案。

关键词：瞬态可压缩流场求解器,固体火箭发动机内弹道仿真,水平集法,固体火箭发动机

     

固体火箭发动机三维药柱燃烧仿真的新方法

研究和开发了一种新的固体火箭发动机复杂三维药柱内腔燃烧推移和燃面计算的仿真方法和程序，该程序大大扩展了固体火箭发动机的设计能力，较国内现有的同类程序有明显改进．用户利用它可简捷地构造出药柱的初始形状，并获得设计所需的几何参数，根据这些计算结果进行再设计，直至达到满意的结果为止．文中也讨论了这一方法的优势与不足．     

固体/液体火箭发动机环境下3D C/SiC喉衬烧蚀性能实验

分别使用固体和液体火箭发动机实验系统对C/SiC陶瓷基复合材料的烧蚀性能进行了考核实验,主要研究了烧蚀时间、粒子和温度对材料烧蚀性能的影响。实验结果表明:随着烧蚀时间加长,材料烧蚀性能有明显下降趋势;温度高于2 973 K时,烧蚀明显加剧,且温度越高烧蚀越严重;强氧化燃气环境下,大量的H2O加剧了材料的热化学烧蚀。     

火箭／发射装置系统发射动力学及行车振动分析──一体化模型研究

建立了发射动力学及行车振动一体化时变系统模型，在本模型中，将火箭弹、发射装置及发射车视为相互作用、相互制约的动力学系统，从系统观点去解释系统内部各部分之间在发射和行军过程中的相互作用及最佳参数匹配关系．本模型考虑了路面不平度、弹质量偏心、推力偏心、动不平衡等随机干扰因素对火箭行车振动过载的影响．在该一体化模型基础上，设计了模拟软件，进行了仿真计算，并得到了一些有益的结论．     

Research on the Properties of a Surface-Type Infrared Decoy and Effect of Multiple Launching

面源式红外干扰弹红外特性及多级发射影响研究

王政伟,宁惠君,王金龙,王浩,张成

（南京理工大学 能源与动力工程学院）

创新点说明：

建立了自燃箔片式面源红外干扰弹散布刚体运动模型,考虑了干扰箔片在实际作战过程中遮挡效应,更加准确的描述了箔片式面源干扰弹的红外特性与多级发射特性。

研究目的：

建立更加符合箔片式面源干扰弹的散布规律的工程计算模型,分析新型面源式红外干扰弹红外干扰特性规律,提高其干扰效能。

研究方法：

（1）采用六自由度刚体模型求解了数千个薄片的散布问题;

（2）基于自燃箔片单体燃烧试验获取了自燃箔片燃烧规律;

（3）结合薄片散布与薄片燃烧规律,考虑薄片间的遮挡效应,采用玻尔兹曼理论求解了自燃箔片式干扰弹单发和多级发射条件下的红外干扰规律;

结果：

该型自燃箔片式面源干扰弹能形成与战机辐射强度相似的红外干扰云团,干扰面积足够覆盖战机发动机与尾焰。

结论：

（1）自燃箔片式面源红外干扰能有效覆盖成像式雷达制导视场,单发干扰强度能满足红外辐射强度需求。

（2）采用0.2s的间射间隔能形成更有效的连续干扰云团,采用多发齐射方式能有效提升干扰效果,但干扰效率会随发射数量增加而大大降低。

关键词：兵器科学与技术,面源式红外干扰弹;辐射强度;多级发射;

     

陆阴塘冲沟钢桁架跨越结构顶推法施工技术研究

讨论了中国石化普光气田P305-P304站21-22桩167.5m跨度钢桁架跨越结构制作、安装及放送过程中的关键技术问题.研究结果表明,在该钢桁架跨越结构施工过程中使用顶推法的方案是安全可行的.     

双层实心转子异步电动机电磁转矩的磁场计算方法

提出了双层实心转子异步电动机电磁转矩的磁场计算方法。其基本思想是以涡流场的数值计算为核心,跨越双层实心转子分布参数的求取环节,直接由涡流场计算所得场量进行电磁转矩数值计算。与从等效电路理论出发的方法相比,计算准确性明显提高。     

微型固体短脉冲推力器基型样机试验研究

对微型固体短脉冲推力器基型样机进行了试验研究 .所进行的两组共 2 1发试验的技术数据表明 :所设计的推力器样机工作正常 ;瞬发点火具与高燃速推进剂的匹配性能良好 ;测试系统的动、静态性能符合测试要求 ;瞬态参数的测量结果可信 .测得的推力器的技术指标为点火延迟短于0 3ms ,总冲大于 3N·s ,平均工作时间短于 16ms     

H2O2-PE固液火箭发动机燃料退移速率研究

建立了H2O2—PE固液火箭发动机中含有液体层的燃料热解模型，分析了影响PE燃料热解的热环境。利用动坐标变换建立了燃料表面热解退移的一维瞬态导热微分方程，并与燃料表面的能量平衡方程耦合，得到了PE燃料的退移速率。分析了影响PE燃料热解退移速率的各种因素和燃料表面液体层对发动机可能造成的影响。计算的PE燃料退移速率与法国ONERA的试验测量数据符合较好。     

评价点火药点火性能的新方法

本文在综合分析了目前国内外有关固体火箭发动机点火方面的文献之后,在实验的基础上,提出了一种室温下快速、简便的评定点火药点火能力的新方法。在实验室中利用φ30小型火箭发动机对此新方法进行了验证。实验证明,此方法是可行的。这就为设计固体火箭发动机提供了一个快速、简便并较为合理地选择点火药的方法。     

小卫星空中机动发射火箭最少发射条件测试分析

运载火箭的快速测试与发射技术是小卫星机动发射的关键技术之一。空中机动发射不仅能大大提高机动发射的生存能力，且具有很高的经济效益。依据技术的继承性与先进性相结合的原则，围绕小卫星空中机动(机载)发射运载火箭3大主系统，进行了发射前运载火箭测试内容及测试方法的分析比较；提出最少发射条件的概念、安全发射的前提条件和仪器设备要求：给出了最少发射条件的建议；为运载火箭机动发射测试方法和测试流程的制定提供了参考依据。     

Numerical Simulations of Jet Flow Inside Launching Box and Design of Pressure Opening the Covers of Missile Launching Box

Numerical simulations are presented for jet flow inside a launching box. The predictions are based on solutions of the unsteady three-dimensional Reynolds-averaged Navier-stokes equations. Since the pressure opening the forward cover is given, the pressure opening the backward cover is designed by analyzing the flow field inside the launching box. The κ -ε turbulent model is presented and the structured meshes are used through the whole computational field.     

低速旋转火箭弹飞行弹道偏流分析

低速旋转火箭弹在飞行过程中，由于章动因素的影响产生偏流．本文根据外弹道学理论给出偏流的计算方法，并结合实例给出仿真模拟结果，通过计算分析偏流对多管火箭弹飞行轨迹的影响．     

固体火箭发动机地面试验测量系统可靠性评估

针对固体火箭发动机地面试验测量系统的可靠性评估问题,介绍修正极大似然和序贯压缩相结合的方法（CMSR）,将CMSR方法实际应用到固体火箭发动机地面试验测量系统的可靠性分析中,并依据试验数据计算出系统的可靠性置信下限。     

喷孔旋转角对固体火箭冲压发动机补燃效率的影响

在采用N—S方程、RNGκ-ε湍流模型和一步化学反应模型对固体火箭冲压发动机中有混合和化学反应的三维流场进行数值模拟的基础上，提出了一种提高固体火箭冲压发动机补燃室补燃效率的方法。讨论喷孔角度对管道火箭性能的影响并和Vanka的试验结果进行了比较，结果表明，在同样的工况下选取适当的喷孔旋转角可以将补燃效率提高10％～20％。