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。     

硅橡胶在固体火箭发动机中的应用研究综述

综述了国内外对硅橡胶在固体火箭发动机中作绝热包覆材料所进行的应用研究，强调了硅橡胶的优点以及就用中要注意解决的几个关键技术。     

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．     

固体火箭发动机集成初步设计CAD系统研究

系统论述固体火箭发动机设计的特征后,构造了发动机CAD系统框架,并对该系统的主要组成模块的设计进行了有效的探索,加速了CAD技术在固体火箭发动机设计中的应用。已成功地研制了系统的几个重要模块,在工程中得到了应用,并提出了可行的深入研究方案。研究结果可为固体火箭发动机CAD系统研制提供重要的技术参考。     

固体火箭发动机地面点火试验概述

本文简要介绍了固体火箭发动机地面点火试验的目的,对固体发动机地面点火试验类型及其原理、试验设备进行了简要概述,最后,提出了固体火箭发动机地面点火试验发展趋势.     

面向航程能力的固体火箭发动机方案设计优化

为解决飞行器航程最优为目标的固体火箭发动机方案设计优化问题,在固定规模约束下建立了复杂三维发动机装药、壳体和喷管的几何参数化模型及推力、质量的性能模型,同时,根据助推滑翔飞行器飞行环境严酷、性能要求高等特点,建立了多约束飞行器航程能力评估模型,然后采用改进自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法评估当前发动机方案对应的飞行器最大航程,构建了含约束的混合整数参数优化问题。针对高耗时混合整数参数优化问题,引入Kriging代理模型,对实数型序列近似优化算法进行了调整,加入了整数约束。针对传统全局加点准则收敛速度慢的问题,提出了局部增强策略,并进行了数值验证。仿真结果表明：采用改进自适应伪谱法得到的飞行轨迹满足全部约束要求,相对于初始固体火箭发动机方案,优化后的发动机方案对应的最大航程提升了12.89%,改进算法的优化结果与遗传算法一致,但耗时函数的调用次数仅为后者的2%,且相比于传统序列近似优化算法,该算法具有一定的全局搜索能力,有效改善了收敛速度。     

固体火箭发动机总体设计

固体火箭发动机是非常复杂的系统,在武器系统设计中有举足轻重的作用.发动机性能指标主要通过试验来测试,针对目前发动机测试系统的复杂性及测试数据的可靠性现状,基于数值仿真对固体火箭发动机总体性能进行了分析.采用四阶龙格库塔法对固体火箭发动机进行了装药设计和内弹道计算,利用有限体积法和线性粘弹性理论进行了燃气冲刷初始装药通道仿真计算及装药在低温和承压下结构完整性分析.结果表明:数值计算结果与试验数据较为一致,该分析方法可对新产品研制、论证具有一定参考价值.     

关于固体火箭发动机燃烧稳定性分析中气流转变作用的几点分析

对以往固定火箭发动机燃烧稳定性理论分析与实验工作进行了分析，对气流转弯作用的不同意见提出了看法。     

一种固体火箭发动机燃烧室内流场的仿真研究

给出了一种基于小火舌模型的固体火箭发动机燃烧室内复杂压缩流场中湍流扩散的数值仿真方法.该方法将κ-ε两方程湍流模型与扩展层流小火舌模型和并在一起对火焰进行数学描述,使用聚丁二烯AP/HTPB推进剂的8组份3反应式模型描述了湍流与非平衡化学反应之间的耦合.计算结果表明:燃烧室内漩涡运动呈现出一定的时间与空间分布,轴向加质导致燃烧室截面上流场轴向速度分布的不均衡.     

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.     

Research on the Initial Ignition of the Underwater Launching Solid Rocket Motor

The aim of this investigation is to research the initial ignition of the underwater-launching solid rocket motor. The MIXTURE multiple-phase model was set to simulate the initial ignition. The water vaporization was researched and the energy transfer was added to the energy equations. The flow field and the vaporization were calculated coupled. The initial ignition process of the underwater solid rocket motor is obtained and the vaporization influence to the underwater launching is analyzed. The "neck", "inverted jet" and "eruption" phenomenon of the bubble are observed. The bubble increases more rapidly because the steam mass added to the fuel. The temperature is lower considering the vaporization because the steam enthalpy is lower than the fuel enthalpy and the flow field of the initial ignition of the underwater-launching solid rocket motor is accordant well to the reference.     

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     

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/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。