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。     

固体火箭发动机点火过程内弹道计算

探讨了固体火箭发动机点火瞬态一维非定常内弹道模型,综合考虑侵蚀燃烧、加质、摩擦、压力升高速率等因素对内弹道性能的影响,建立控制方程组并采用隐式差分方法结合特征线法求解,应用VC＋＋．NET面向对象技术编制计算机软件。数值算例表明：软件可以进行较为精确的计算并分析发动机点火内弹道影响因素对性能的影响。为发动机内弹道性能计算及火箭发动机工程设计提供了一套更实用的工具。     

固体火箭发动机内弹道响应面建模方法研究

响应面法可以较好地解决固体火箭发动机高精度内弹道模型的计算复杂性问题，而选用合适的响应面建模方法是其应用的关键。文中首先介绍了当前应用较多的四种响应面建模方法；然后以固体火箭发动机一维准定常内弹道计算模型的响应面建模为例，从拟合精度和拟合效率两方面比较分析了上述响应面建模方法。通过比较结果可知，基于径向基函数的响应面建模方法具有较高的拟合精度和计算效率，最适于发动机内弹道响应面建模。     

旋转固体火箭发动机内弹道数值模拟

系统地总结了旋转固体火箭发动机内弹道数值模拟方面的某些成果，其中包括含铝丁羟推进剂燃速敏感性预示和星孔形及“锥－柱”形装药发动机内弹道预示，可供发动机设计和装药配方设计参考。     

固体火箭助推器内弹道同步性仿真计算

探讨和分析了固体火箭助推器内弹道的同步性问题.以某型导弹火箭发动机为例,采用蒙特卡罗法随机模拟其内弹道性能的波动,并进行了仿真计算,分析研究了影响火箭助推器内弹道同步性的显著因素,从工程应用角度出发,就提高和改善火箭助推器内弹道的同步性提出了相应的技术措施.同时,该仿真计算可作为飞行器运动轨迹及稳定性仿真模拟的基础和前提     

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.     

横向过载下固体火箭发动机内弹道仿真

对两种不同药形的改性双基推进剂固体发动机在高横向过载条件下工作过程建立了燃速模型和内弹道预示模型,研究了横向过载对内弹道性能的影响规律.研究表明50g条件下的横向过载对推进剂燃速影响比较明显,对内弹道的影响程度与药形密切相关.仿真计算结果与试验结果吻合较好,该项研究对发动机设计具有指导作用.     

微型固体火箭发动机内弹道的数值模拟

随着计算流体力学(CFD)的不断发展, 利用计算机对火箭发动机燃烧室内的气体流动过程进行数值模拟已经成为固体火箭发动机设计中非常重要的一种研究手段, 越来越受到研究人员的重视.文中使用通用流体软件对微型火箭发动机进行内弹道特性的数值模拟进行了研究, 并通过与理论计算所得数值的比较,证明了模拟结果的正确性.     

固体火箭发动机弹道异常分析

弹道异常定义为偏离正常预定轨迹的压力偏差,为固体火箭发动机工作中所常见。叙述了确定该异常现象可能起因的方法。对考虑到燃烧室容积和喉道截面积变化的质量和能量平衡关系式进行了推导,以计算与飞行测量或静态试车测得的压力数据相对应的燃面随时间的变化。结果表明,弹道异常引起的燃烧室温度变化可忽略不计。还讨论了推进剂空穴、裂纹、脱粘和高燃速率包块的特征燃面特性。为描述经喷管喉道排出块状物引起的异常,对动量守恒关系式作了推导。为具体说明文中的一般分析方法,作为例子介绍了惰性上面级发动机(IUS)和大力神T34—D固体火箭助推器。     

固体火箭发动机内弹道性能Monto Carlo数字化仿真

确定了发动机四个独立入口参数,结合飞行试验遥测压强一时间数据,采用Monto Carlo方法进行了发动机内弹道性能数字化仿真研究。对某固体火箭发动机的内弹道性能进行了数字化仿真,得出了燃烧时间的平均压强、平均推力、比冲、总冲等内弹道性能参数的均值和方差。经数据比对,模拟计算结果和试车数据一致性较好,说明该仿真模型准确可信。     

点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响

为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。     

装药缺陷对固体火箭发动机内弹道性能的影响

采用仿真计算分析方法研究了管状推进剂装药缺陷的宽度、深度以及包覆层脱粘等因素对固体火箭发动机内弹道性能的影响规律。结果表明,随着固体推进剂装药裂纹深度与宽度比的增加,燃烧室内压强和裂纹出口气流速度也增加。管状药柱包覆层前端轴向脱粘可使燃面-肉厚曲线的斜率增加,装药的压强指数增大,最终可能造成燃烧室压力过高而解体爆炸。     

一种固体火箭发动机通用模拟燃烧的方法

为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值.     

固体火箭发动机结构轴向振动对内弹道影响

文中研究了固体发动机结构的轴向振动对燃烧室内弹道性能的影响。在一维非定常内弹道方程中,考虑了结构轴向振动及侵蚀燃烧的影响。在给定强迫振动模型的情况下对不同频率的轴向振动的内弹道方程进行了数值模拟。结果表明发动机轴向振动对燃烧室内弹道有着显著的影响。     

固体火箭发动机燃气射流驱动液柱过程中的内弹道研究

为了实现单兵火箭“有限空间内发射”的能力,提出了在尾管内放置液柱平衡体的单兵火箭发射系统,对该系统进行试验研究的同时分时段分析了内弹道过程。以经典内弹道理论为基础,将燃气与液体之间的无规则混合假设为“穿孔混合”,建立了发射系统的数学模型,并运用龙格-库 塔法进行了数值计算,给出了完整的内弹道曲线。通过试验与计算结果的对比分析,计算结果与试验结果吻合较好,燃烧室最大压力相对误差为1.6%,弹丸速度相对误差为0.9%,验证了该模型的有效性,为单兵火箭驱动液柱发射系统的内弹道过程提供理论参考依据。对比分析单兵火箭发射系统在有无液体柱平衡体两种条件下的计算结果可知,在相同发射条件下,液柱平衡体在减弱发射特征的同时提高了弹丸的速度,提升了火箭弹的威力。     

固体火箭发动机使用寿命预估方法

结合固体火箭发动机的失效模式分析，提出固体推进剂性能变化是影响火箭发动机的寿命的主要因素；通过对三种预估火箭发动机使用寿命方法的分析，探究了推进剂老化机理．为改善推进剂防老化性能提供途径；解析推进剂老化规律，为固体战略武器安全服役及延寿提供依据。     

固体火箭发动机无损探伤方法

针对某型固体火箭发动机的具体结构,确定了发动机尤损探伤的方法。对发动机燃烧室装药的应力情况进行了有限元计算,确定了燃烧室工业CT无损探伤的关键截面,为固体火箭发动机无损探伤的应用提供了参考。     

固体火箭内外弹道一体化设计方法研究

传统固体火箭总体-动力分立设计模式未充分考虑总体动力耦合关系,发动机设计模型中对飞行弹道的影响因素缺乏考虑。内外弹道一体化设计方法基于内外弹道耦合模型,开展内外弹道联合设计,通过研究内外弹道耦合机理,形成考虑飞行过载影响的喷管烧蚀耦合模型、推进剂燃速耦合模型。通过在弹道计算中引入耦合模型,实现发动机内弹道精细化预示。结果表明,采用内外弹道耦合设计方法,可以有效提升内外弹道仿真预示精度,提高固体火箭总体-动力精细化设计水平。