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.     

金属/水反应膏体燃料冲压发动机供应系统研究

文中以建立新型超高速航行体动力能源供应系统为目的,首次提出以金属粉末膏体燃烧剂为推进剂,供应系统以挤压供应方式的构想.应用化学热力学、固体火箭发动机和液体火箭发动机原理,建立了数学模型,并对铝粉末和铝、镁粉末混合燃料的燃烧性能进行了仿真计算,计算结果表明：采用铝、镁粉末混合燃料为推进剂构成金属水反应燃料冲压发动机的能供系统方案是可行的.     

火箭发动机起动过程动力学研究

根据新一代液体火箭发动机特点,建立系统主要组件的动态数学模型。考虑推进剂的低温特性,对发动机的起动过程进行了仿真研究,计算方法采用龙格-库塔法。仿真结果表明数学模型合理,从而为判断系统能否稳定工作提供依据。同时也为发动机设计、改进和试验提供一定的指导意义。     

液体火箭发动机羽烟紫外辐射特性分析

通过分析火箭发动机羽烟的紫外辐射机理,建立了适用于热发射、CO + O 化学发光、OH 自由基化学发光的液体火箭发动机羽烟紫外辐射模型,可以考虑热发射、CO + O 化学发光、OH 自由基化学发光等紫外辐射机理。在分别计算流场和辐射传输的基础上,分别采用二维和三维网格计算流场参数和辐射传输,既节省了计算时间,还可得到羽烟在不同视角的紫外光谱辐射强度分布和二维辐亮度分布。利用火箭发动机羽烟紫外辐射模型,计算了液氢/ 液氧和航空煤油/ 液氧两种双组元液体推进剂火箭发动机羽烟的紫外光谱辐射强度分布和二维辐亮度分布,并以液氢/ 液氧推进剂为例,研究了液体混合比对液体火箭发动机羽烟紫外辐射分布的影响。研究结果可以为紫外导弹预警系统判断导弹所采用的液体火箭发动机类型,以及液体火箭发动机导弹紫外隐身性能的改进提供参考。     

新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展

综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展.对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法.     

某型号液体火箭飞行末段推进剂夹气影响分析

通过判读某型号液体火箭的燃烧室压力等异常遥测参数，对引起一级飞行末段火箭发动机燃烧室压力下降原因进行了故障定位，分析了产生推进剂输送管路夹气的机理；针对推进剂夹气对发动机系统、姿态控制系统的影响程度进行了重点分析，并提出调整推进剂加注量来消除故障，完善了火箭设计方案。     

织女星系列火箭动力系统方案发展研究

针对欧洲织女星（Vega）系列火箭的动力系统方案进行了研究，介绍了火箭固体动力系统和液体动力系统的技术方案、结构组成及工作原理。研究了该系列火箭动力系统的研制思路、应用经验。结果表明，织女星系列火箭的固体发动机发展大型整体式构型，研制过程中注重火箭总体与固体发动机性能的联合设计，并着力解决压力振荡、内弹道及后效推力精确预示问题。液体发动机依靠国际合作，并且注重研发独立自主技术，推动绿色无毒推进剂应用。得到了关于固体运载火箭未来发展的一些启示。     

富燃料推进剂的研制现状及展望

分析了固体火箭冲压发动机对富燃料推进剂的要求, 重点介绍了国内外镁铝、碳氢燃料和含硼富燃料推进剂应用及研究现状, 提出了高性能富燃料推进剂研制中急需解决的关键技术和技术途径, 并根据冲压发动机的特点, 指出今后应开展能量可控的膏状富燃料推进剂、高能GAP/ADN/B推进剂和低特征信号富燃料推进剂的研制.     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

导弹的动力装置

导弹既可用火箭推进,也可用空气喷气发动机推进。前者可用固体或液体推进剂(燃料加氧化剂),而后者基本上是涡轮喷气/涡轮风扇发动机,或是冲压发动机。此外还发展了种种混合推进系统,如冲压-火箭和固/液火箭发动机;目前它们用得还相当少,但在将来很可能普遍应用。     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

战术地地导弹弹道/固体火箭发动机一体化设计与仿真研究

给出近程战述地地导弹弹道／固体火箭发动机一体化优化设计的数学模型、设计方法与数值优化算法等。并针对某地地导弹，作了大量的弹道仿真，得到了弹道与发动机的最优匹配，使起飞总重明显下降。     

HTPB 推进剂粘结体系的热氧老化及防护研究

针对海军战术导弹固体火箭发动机端羟基聚丁二烯(hydroxyl-terminated polybutadiene,HTPB)推进剂老 化问题,对HTPB 推进剂粘结体系的老化及防护进行探讨。对丁羟聚氨酯热氧老化机理及影响因素进行介绍,分别 从物理防护与防老剂的化学防护2 方面概述了HTPB 推进剂粘结体系的防护。从老化实验、仪器分析及分子模拟3 方面对老化及防护的研究方法进行了总结,并对分子模拟技术在HTPB 推进剂老化及防护研究的应用前景进行展望。 该研究对未来HTPB 推进剂的防老化及导弹贮存、使用性能的提高有一定指导意义。     

液体火箭发动机启动过程检测研究

建立了火箭发动机启动过程的RBF神经网络模型,将神经网络辨识方法与包络线方法结合,提出分层次检测方案,并根据大型液体火箭的故障仿真结果进行了仿真实例验证,较好地验证了检测方案及模型的有效性和实用性.     

未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究

根据模块化建模仿真的思想,采用AMESim软件中的二次开发平台AMESet开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库,建立了氢氧火箭发动机启动过程动态仿真模型。使用该模型对某型氢氧火箭发动机进行启动仿真,仿真结果表明:仿真结果与实际试车数据符合得很好,验证了该模型的准确性。     

以YF-75发动机为平台的三组元液体火箭发动机系统设计

三组元火箭发动机是实现单级入轨的一项关键技术,是以液氧为氧化剂,以高密度的烃类燃料(如煤油)及液氢为燃料,在低高度飞行段采用三组元,在高空采用液氧/液氢双组元,提高了发动机的密度比冲.通过系统平衡计算设计的三组元发动机,建立在YF-75发动机的基础之上,充分继承了已有的液氢/液氧发动机的研制成果,是可以在短期时间内实现的三组元液体火箭发动机.     

固体推进剂药柱使用寿命的研究

对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了力学性能试验,得到了推进剂有关力学性能贮存时间的变化规律,分析了固体药柱在生产、运输、贮存和点火燃烧过程的受载状态;对不同贮存期的固体药柱进行了应力、应变状态的分析和计算,结合靶场对贮存十年期以上导弹飞行情况,进行了固体火箭发动机推进剂药柱使用寿命的预示.     

液氢—液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点，环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响、提出了解决问题的技术措施。