复合固体推进剂的侵蚀燃烧:机理、关系式和在装药设计中的应用

一、引言固体火箭发动机装药与内弹道的优化设计和性能予示都需要准确计算推进剂在发动机实际工作条件下的燃速,对于内孔燃烧的装药主要就是侵蚀燃速。计算推进剂的侵蚀燃速一般有三种方法可供选择:     

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.     

嵌金属丝装药的燃面和发动机的内弹道计算

本文对嵌金属丝双级推力装药在燃烧过程中的复杂燃面变化进行了分析,在此基础上,总结出处理复杂燃面计算的七个条目。使用这些条目,可使推导这类装药的燃面计算公式变得简便。在获得燃面计算公式后,将它和内弹道计算公式组成控制方程链,在计算机上依燃面推进分块分阶段地通过逐点及具有最佳控制条件的二重迭代进行计算,取得了精确的结果。整个计算过程是相当逼真的燃烧模拟,计算结果与试验结果的一致性很好。     

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％。     

用燃速辨识法研究侵蚀燃烧

目前,国内外许多学者对侵蚀燃烧现象已作了许多研究,主要可分为实验法和理论法。实验法又可分为试件法和药柱法。试件法虽然可获得较好的精度,但与真实发动机工作条件相比真实性较差;药柱法又有串联发动机法、中止燃烧法和压力-时间曲线分析法,但这些方法的精度较低,只能获得平均燃速。目前还不能用理论法直接求出燃速表达式。为了克服上述方法的不足之处,本文发展了一种固体火箭发动机侵蚀燃速辨识方法。该方法采用控制论中的辨识技术,根据一发试车压力-时间曲线来确定药柱的侵蚀燃速表达式。这种方法的特点是真实性好,能迅速、准确、可靠地获得侵蚀燃速表达式。本文通过对某固体火箭发动机药柱侵蚀燃速关系式的确定,研究和分析了在燃速辨识过程中所遇到的一些问题、获得了在三种装药初温下,以修正的格林公式表示的侵蚀燃迷公式。证实了这种方法在工程应用上的可行性和可靠性。     

控制发射装药燃气生成规律的一种方法

目的 讨论了作为装药学一项主要内容的发射装射药的生成规律的控制。方法 在理论和实践的基础上,提出了燃烧气体生成的物理模型,并通过105火炮装药验证了该模型。结果与结论 计算表明,燃速渐增和燃面渐增是形成压力平台的有效方法,钝感硝胺发射药的弹道性能及它在105火炮上表现出低温感效应。     

用中止燃烧法测定嵌银丝装药的燃速比

轴向嵌长金属丝装药的燃面和性能计算需要较准确的燃速比随压力变化的经验公式。本试验采用接近发动机实际工作状态的中止燃烧试验方法,对某复合推进剂嵌银丝的装药进行了常温条件下燃速比的测定,试验压力范围为25～158公斤/厘米~2。试验结果表明燃速比随压力的变化很符合指数变化规律;试验结果还表明,当压力缓慢地有大幅度变动时,嵌银丝装药锥孔燃面的母线直线度很好。这些结果为用解析法进行燃面计算提供了依据。     

点火器出口参数对装药表面压力振荡的影响

合理的设计点火器的出口参数对固体火箭发动机成功点火具有很重要的意义．采用数值模拟的方法对某发动机模型点火初期的受限流进行了计算,对流场结构进行了分析,并比较了不同点火器出口半径与主发动机通道半径之比及点火器出口压强对装药表面冲击的影响．计算结果表明:装药表面压强峰值随点火器出口半径和出口压力的增大而增大,而出口半径的影响更大一些;在装药表面,最大压强值随点火器出口半径呈近似线性变化趋势．这对合理的设计点火发动机有一定的指导意义．     

长通道固体火箭发动机点火瞬态数值分析

以N-S方程、k-ε湍流模型为基础,采用计算流体软件Fluent的源相法和UDF(用户自定义函数)技术对长通道内外燃管型装药固体火箭发动机瞬时点火过程进行了轴对称数值分析,并对点火控制方案进行了优化.计算结果表明,所模拟点火压强时间曲线与试车曲线吻合较好,优化方案可明显降低点火延迟.使用优化方案作为下一步点火设计改进的...     

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

     

Al—Cu合金凝固冷却曲线及晶粒组织特征的计算机模拟

利用宏观－微观耦合的模型和热焓法处理结晶潜热,用外节点直接差分法数值计算技术,模拟了Ａｌ－２ｗｔ％Ｃｕ合金凝固过程的冷却曲线和晶粒组织特征,并与实验结果进行了比较。结果表明：冷却速率越大的凝固区域,再辉出现得越早,平台凝固段越短。模拟所得冷却曲线和晶粒组织特征同实测值吻合较好。     

采用非定常N—S方程的翼型颤振特性分析研究

以非定常N－S方程为主管方程,计算翼型振动的瞬时非定常气动力,并与颤振方程耦合求解,用时间推进的方法,计算了结构响应特性。经多个算例计算,研究了颤振的临界速度随马赫数的变化规律以及极限环振荡等非线性特性。计算结果与其它献计算结果吻合很好。     

非结构网格多段翼型绕流Euler及N—S方程数值模拟

描述二维非结构无粘网格和粘性网格的生成方法,对二维翼型绕流进行了Euler及N－S方程数值模拟,运用推进面方法,生成无粘网格,进一步结合推进层方法,生成粘性网格,应用中心有限体积法,采用B－L代数湍流模型,完成了对多段翼型流场的Euler方程和N－S方程的数值模拟计算,计算与实验结果对比表明,所采用的网格生成技术及流场计算方法是正确、有效的。     

多点成形回弹补偿算法及其验证

采用理论分析、数值模拟与成形试验相结合的方法,研究了板材多点成形回弹补偿和修正方法。基于弹性幂强化材料模型推导了回弹前曲率的计算公式,结合三次B样条拟合建立了修正回弹的模具型面补偿方法。根据计算得到的模具型面信息对成形过程进行了数值模拟及试验验证,结果表明:本文方法可以有效地控制单曲率曲面多点成形过程中回弹引起的形状误差。     

老化对丁羟推进剂燃速性能影响的试验研究

试验研究了贮存老化对HTPB复合固体推进剂燃速性能影响。分别采用自然老化和加速老化的试验方法,对HTPB推进剂在贮存过程中燃速的变化规律进行了对照分析。自然老化采用库房中贮存的方坯,加速老化采用热加速老化方法,燃速测定为水下声发射方法。试验结果表明,HTPB推进剂在贮存过程中燃速有随时间下降趋势,但变化不明显。自然老化与加速老化结论比较一致,具有可比性,这初步表明加速老化试验可以用于推算HTPB推进剂的燃速老化性能,所获得结论可以为固体火箭发动机进一步寿命评估作参考。分析了老化过程引起燃速性能变化的2种机理:化学老化引起的推进剂组分分解和物理老化引起的裂纹和空洞。前者使燃速产生减小的趋势,后者使燃速有增加的趋势,但总体而言,化学老化是主要的,老化的长期效应是燃速略有减小。     

跨音速三维操纵面嗡鸣数值方法研究

在非结构化动态网格耦合欧拉方程求解跨音速非定常流场的基础上,考虑了翼面-操纵面系统的缝隙间网格运动问题。采用中心有限体积法进行空间离散和双时间方法进行时间推进求解非定常欧拉方程。通过与气动力方程的联立求解,在时域内用四步龙格-库塔方法求解结构运动方程。数值分析研究了NA SA三维操纵面嗡鸣标模算例——全翼展操纵面NA SP(N ationalA eroSpace P lane)基本型机翼-操纵面嗡鸣现象,并和风洞实验结果进行了对比,取得了一致的结果,说明了该方法的正确性。     

基于N-S方程的弹性机翼载荷分析方法研究

以N-S方程为控制方程计算机翼气动力，考虑机翼的结构弹性的影响，采用结构影响系数法建立结构平衡方程计算弹性变形，两个方程相互迭代耦合求解，计算弹性飞机飞行中的真实载荷，并在已知弹性机翼飞行时总载荷的情况下，确定结构弹性在飞行中对载荷的贡献。     

SPWM波形等面积动态递推算法

基于等面积原理,提出了一种新型变频器ＳＰＷＭ波形动态递推算法,分析了该波形的频谱特性,讨论了其谐波抑制能力。利用该算法研制成功的１０ｋＶＡ变频器实验结果表明,新算法计算小,实时性强,变频器输波形质量得到极大的提高。     

不可压N-S方程的高阶计算方法

采用拟压缩方法求解了不可压缩N-S方程,时间推进上采用隐式的LU-SGS方法,空间上采用R oger的五阶迎风格式。以圆柱和低雷诺数翼型绕流为计算对象,研究了这种高精度格式在低雷诺数问题中的适应性,同时分析了不同的空间精度、人工粘性等对结果的影响。结果表明:对于圆柱绕流而言,中心格式下面较大的人工粘性会延迟漩涡的周期性脱离;空间精度越高,对分离涡的刻画越细致,漩涡的周期性脱离开始得越早。