固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

一种自适应喷管面积调节机构

通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。     

固体推进剂管道火箭

本发明介绍一种固体推进剂管道火箭。固体推进剂管道火箭是一种混合推进系统,它由固体火箭发动机和进气管道组成。火箭发动机内装有贫氧固体推进剂,推进剂燃烧时,向补燃室喷入富油燃气。这种燃气同通过管道、扩压器进入补燃室的空气混合并燃烧。最后燃气通过尾喷管加速,产生飞行器的推力。     

水下超声速燃气射流的初期流场特性研究

针对超声速燃气射流在静水介质中扩展的复杂多相流动问题,在压力水筒中开展了固体火箭发动机水下点火实验;基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积模型,对相同工况进行了燃气与水耦合数值求解。研究结果表明：水下燃气射流迅速建立超声速流动后,高速射流的冲击作用导致燃气泡呈现出帽状特征,并逐渐演变为类椭球体的气囊,平均轴向扩展速度约为40 m/s;燃气泡内部流动结构复杂,存在两个剪切涡环与重复出现的激波胞格,射流边界与燃气泡边界的相互作用会导致射流后续演化的不稳定;燃气扩展时通过压力波在水流场中产生高压区,其压力峰值在振荡中逐渐与环境压力匹配,喷管堵盖打开压力、出口截面积是影响推力峰值的重要因素。     

过载状态下固体火箭发动机内流场数值计算

考虑发动机燃烧产物的具体组分,采用随机颗粒轨道模型对某型固体火箭发动机处于不同过载状态时的多组分两相流流场进行了计算,分析了凝相粒子的运动情况及其对燃气流动的影响。结果表明,横向过载会对流场结构产生较大的影响,轴向过载的影响较小,但会改变粒子对绝热层冲蚀最大点位置和最大冲击速度;喷管的收敛段受粒子冲蚀最严重;过载不会对发动机推力矢量产生影响。     

过载对固体火箭发动机影响的研究

通过发动机的地面旋转过载试验,获得了在旋转过载条件下固体火箭发动机的性能曲线及绝热层的烧蚀率,经与地面静止点火试验数据对比分析后认为:降低推进剂的铝粉含量,可以减轻粒子流对绝热层的烧蚀、冲刷作用;同时优化喷管型面,可以减少粒子沉积,减轻粒子流对喷管的烧蚀冲刷作用。     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

固体火箭发动机特型喷管造型设计与优化

采用双三次样条方法建立了某型固体火箭发动机特型喷管扩张段型面;考虑燃气流动和温度的耦合影响,采用二维轴对称可压缩N-S方程进行数值仿真分析。以发动机推力和总压恢复系数最大为优化目标,模拟退火算法寻优进行了特型喷管的优化设计,与初始设计方案相比,轴向推力提高2.38%,总压恢复系数提高2.22%。结果表明:特型喷管性能远优于锥形喷管,通过对型面的优化设计可以提高喷管性能。     

火箭发动机水下启动过程流场数值模拟研究

利用流体分析软件Fluent对水下火箭发动机启动过程流场进行了仿真。基于压力的求解器,采用了二维双精度解算器和轴对称理想水流场模型; 时间采用一阶隐式离散; 压力速度修正选用SIMPLE方法; 多相流采用VOF模型; 湍流模型采用K-epsilon模型,对处于50 m深水中的火箭发动机启动过程中喷管流场、尾流场进行了详细研究,分析了各参数的变化过程对喷管性能的影响。结果表明,对于给定的喷管,当喷管达到了超音速流动之后,马赫数都是确定的,当地的静压和总压成正比; 水下火箭发动机轴向压力总体的变化趋势是在振荡中逐渐减少的,最后降低到环境压力; 不同时刻轴线上温度的分布规律和速度基本相似。     

水下固体火箭发动机推力特性研究

为研究水下固体火箭发动机的推力特性,采用CFD方法分析高速燃气射流与周围水环境之间的相互作用机理及多相流流场结构对发动机推力的影响,并对不同水深、不同燃烧室压强以及不同喷管扩张比情况下的推力变化规律进行讨论.研究发现:水下火箭发动机推力振荡剧烈,间歇性的推力脉冲是由气体射流的颈缩/断裂现象引起的;喷管设计出口压强与环境压强之比是判断推力振荡特性的重要参数,该压强比增大时,振荡频率减小、振荡幅值升高.     

固体火箭发动机比冲估算及界面程序实现

依据某推进剂热力计算结果和基于FLUENT软件平台的固体火箭发动机燃烧室和喷管两相流流场仿真得到的相关参数,根据比冲计算的相关理论,利用MATLAB图形用户界面(Graphical User Interface,GUI)软件编制了发动机比冲预估算程序,利用该程序对某型号固体火箭发动机的比冲进行了预估。预估结果与实验值对比表明,该程序可以对发动机比冲进行较准确和快速的估算。     

侧喷管脉冲发动机内流场数值模拟

为研究侧喷管脉冲发动机的性能,运用流体计算软件对作为制导弹药推力矢量控制系统执行结构的侧喷管脉冲发动机内的三维流场进行数值模拟,分析了偏心段偏心距离、喷管至偏心段距离、偏心段长度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响。研究结果表明:随着脉冲发动机偏心段向上移动,其径向推力减小,推力中心由喷管中心内侧向外侧移动; 随着喷管至偏心段距离的增加,径向推力先增大、后减小,推力中心发生阶跃性的变化; 受发动机结构的限制,偏心段长度对发动机性能的影响较小; 采用的数值模拟方法可以用于侧喷脉冲发动机流场及性能预示计算。     

喷射成型高强度铝合金在固体火箭发动机上的应用

将喷射成型高性能铝合金,用于固体火箭发动机的结构材料.计算与试验结果表明,喷射成型铝合金的室温比强度高于传统铝合金、钢,在试验所选定的部件上替代传统材料,用于固体火箭发动机的构件,通过了各种性能检测,减重55%~69%,表明喷射成型高性能铝合金在固体火箭发动机上应用前景广阔.     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的扩散系数及其相似准则数计算

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于上述组分及其混合物在高温高压条件下的扩散系数计算方法,并计算了典型双基推进剂、复合改性双基推进剂和复合推进剂三种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的扩散系数和输运准则数(施密特数和路易斯数),得到了固体火箭发动机燃气扩散系数随温度和压强变化的幂指数函数规律(典型双基推进剂燃气的扩散系数随温度变化的幂指数为1.646 55、典型复合改性双基推进剂和典型复合推进剂为1.629 52),以及路易斯数、施密特数的典型取值(典型双基推进剂燃气的施密特数为0.772、路易斯数为0.91,典型复合改性双基推进剂燃气的施密特数为0.675、路易斯数为0.9,典型复合推进剂燃气的施密特数为0.74、路易斯数为0.83)。这对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的黏性系数和导热系数计算

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于这些组分及其混合物在高温高压条件下的黏性系数和导热系数计算方法,计算了双基推进剂(DB)、改性双基推进剂(CMDB)和复合推进剂(CP)3种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的黏性系数、导热系数和普朗特数,得到了固体火箭发动机燃气黏性系数和导热系数随温度变化的幂指数函数规律和典型普朗特数取值。所得结果对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

大跨度抛索火箭发动机总体设计与计算

针对抛索火箭质量小、射程近的特点,重点对发动机的装药、喷管进行了设计,提出单根药柱和三根药柱两种装药参数设计方案。针对不同方案,采用四阶龙格．库塔法对发动机的内弹道进行了计算,通过冲量对比,选用装填三根药柱的设计方案。通过试验,对发动机的膛压、推力进行了测试。结果表明,数值计算结果与试验数据较为一致,发动机设计方案满足抛索火箭的技术指标要求。     

固体火箭发动机水下超音速射流数值研究

固体火箭发动机水下点火射流是高温高压条件下复杂的多相流过程,为研究其流场特性与推力特性,选取扩张比分别为3.4和14.0的拉瓦尔喷管模型进行数值模拟。采用计算流体力学方法分析高速燃气超音速射流过程的流场与推力演化过程,揭示高温高压气体与水环境之间的相互作用规律。结果表明：固体火箭发动机水下射流流场结构与推力特性呈周期性变化,根据流场特征可分为颈缩、胀鼓、回击3个阶段;水环境与射流气体之间的相互作用是导致背压振荡的直接原因,同时导致激波运动、动量推力与压差推力的振荡。对比两种扩张比喷管的射流可知,扩张比为14.0的喷管射流形貌与流场结构的周期性变化更明显,扩张比为3.4的喷管背压振荡频率高、周期性特征弱、推力更稳定。     

不同火焰环境下固体火箭发动机烤燃特性数值模拟

为了研究固体火箭发动机意外遇到火焰环境时的热安全性问题,以高氯酸铵/端羟基聚丁二烯（AP/HTPB）复合固体推进剂为装填对象,针对某种小型固体火箭发动机建立了二维烤燃简化模型。分别对800 K、1 000 K、 1 200 K火焰环境下固体火箭发动机的烤燃特性进行了数值模拟。计算结果表明,3种火焰环境下,AP/HTPB最初着火位置均发生在靠近喷管的药柱外壁一环形区域内;随着火焰温度的提高,着火延迟期快速缩短,着火温度逐渐增大;绝热层的绝热作用随着火焰温度的增大而增强;复合固体推进剂中AP首先发生缓慢分解时的温度随火焰温度的提高而增大。     

喷嘴型面对膏体火箭内弹道的影响

为研究燃面变化对膏体火箭发动机内弹道调节精度的影响,根据膏体火箭发动机的工作原理,分别推导了直圆管喷嘴和锥形扩张喷嘴型面下的膏体推进剂燃面方程,建立了膏体火箭发动机零维内弹道模型,分析了喷嘴型面对发动机内弹道性能的影响,并进行了直圆管喷嘴发动机试验.结果表明,直圆管喷嘴下计算的点火时间比试验结果短,但平衡时间及平衡压强与试验结果基本吻合,喷嘴型面变化对发动机平衡时间影响很大.