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。     

固体推进剂固相组分的混合研究

研究了含固体组分的两相体系固体推进剂混合过程的特点。用固体组分的浓度、粒径及其分布等参量研究分析了改性双基推进剂代料的混合特点。根据实验结果，认为改性双基推进剂的混合过程属分散混合。固体推进剂的性能将取决于分散混合后固体颗粒的尺寸。     

密闭燃烧器在固体火箭推进剂燃速测定中的应用研究

密闭燃烧器法是一种能测定很宽压强范围内固体火箭推进剂速特性及变化情况的快速测量方法。本文阐述了该方法的基本原理，实验研究。介绍实验曲线处理与数值分析，并提出了一种复合推进剂的一种双基推进剂测试结果。     

研究含缺陷固体推进剂装药需关注的方面

对固体推进剂裂纹腔中的对流燃烧流场进行了数值模拟,模拟中考虑了对流燃烧与裂纹变形间的相互耦合、侵蚀燃烧、燃气对推进剂表面的对流传热等多种因素的作用,得到了燃气压强、温度、速度沿裂纹长度方向的分布。通过分析,给出了含缺陷固体推进剂装药工作性能研究需关注的几个方面,为含缺陷固体火箭发动机建立判废标准提示了研究方向。     

复合推进剂铝粉燃烧反应动力学计算研究

对固体火箭发动机推进剂的比冲、燃烧效率等性能来说,现代社会已经提出了更高的要求。开展含铝推进剂燃烧机理研究,建立含铝推进剂燃烧模型具有重大现实意义,基于Al/O₂、Al/CO₂、Al/H₂O和Al/AP/HTPB/RDX推进剂的反应机理的详细反应机理,重点研究了密闭环境下反应过程中参与反应的物质组分变化,初步得到了Al/AP/HTPB/RDX推进剂燃烧模型,发现环境压力的提高有助于反应的进行,能提高反应进行的速率,并能提高反应达到平衡时的环境温度;发现环境初始温度的升高显著缩短了反应的延迟时间,但不利于放热总包反应的进行。     

固体火箭发动机等离子体发生器电子密度理论计算研究

文中提出利用热力计算和电离度计算得到固体火箭发动机等离子发生器电子密度的工程计算方法;通过与实验数据比较,验证了此方法的正确性;通过算例研究了工作高度、燃烧室压强和复合推进剂中金属组分含量对计算结果的影响;计算表明固体火箭发动机能够作为等离子体发生器应用于飞行器隐身.     

固体火箭发动机用有机硅互贯网络包覆材料研究

采用互贯网络和共混相结合的技术研制出有机硅互贯网络包覆材料，并应用于固体火箭发动机装药包覆。通过浇注压溢包覆工艺，实现了对双基和改性双基推进剂的可靠粘结。火箭发动机静止试验表明，发动机工作正常阻燃包覆可靠。     

FTIR光谱遥测固体火箭推进剂燃气辐射能

用遥感FTIR光谱测定了固体火箭推进剂燃气的辐射亮度。记录了分辨率为1cm^-1时,500～4500cm^-1波段内两种推进剂燃气的IR辐射亮度谱,积分2000～3333cm^-1区间辐射亮度,获得了两种推进剂燃气积分亮度(辐射能)随时间变化的曲线,得到了两种推进剂燃气组分和燃烧特性信息。     

NC/NG/AP/Al复合改性双基推进剂力学性能研究

研究了硝化棉含量、固体组分粒度级配和固化剂对NC/NG/AP/Al复合改性双基(CMDB)推进剂的力学性能的影响。结果表明,随NC含量的降低,CMDB推进剂 20℃和 50℃下的抗拉强度降低,硝化棉的质量百分含量为20%时,推进剂的伸长率出现最大值;固体组分的粒度级配对CMDB推进剂的力学性能有较大的影响,AP(96.8μm)、RDX(44.9μm)和Al(10.8μm)质量百分含量的比值为1∶1∶1时,该推进剂力学性能为最佳;硝化棉含量较少的CMDB推进剂体系,进行适度交联固化可在一定程度上提高抗拉强度,明显提高推进剂的伸长率。     

利用火焰弯曲理论预测复合推进剂侵蚀函数的方法与应用

固体火箭推进剂的侵蚀函数目前还没有方便而有效的手段(无论理论方法还是实验手段)来获取,火焰弯曲理论能较好地揭示固体复合推进剂侵蚀燃烧现象,以此为基础,建立了火焰弯曲理论侵蚀函数方程,进一步求解得到随燃气流速变化的侵蚀函数。通过实例验证,该获取侵蚀函数的方法及获取的侵蚀函数具有较高的预示精度,满足工程计算要求,对于研究固体推进剂的侵蚀燃烧理论、获取固体火箭发动机侵蚀函数,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义,该方法仅适用于AP复合推进剂。     

双基药燃烧产物热物性参数计算分析

为准确获得双基药燃烧混合气体生成物的热物性参数,求解火药燃烧产生的高温气体与身管内壁面的对流换热系数以及火炮发射过程中内壁面的温度,根据双基药组分,给出了火药燃烧化学反应方程式,计算得到燃烧生成物各组分的含量。基于已有的标准大气压下CO₂、CO、H₂O(g)、H₂和N₂的动力黏度、导热系数、比定压热容随温度的变化实测数据,采用最小二乘法拟合得到双基药燃烧混合气体生成物的热物性参数计算模型,并针对3种典型的双基药进行计算分析。结果表明：最小二乘法拟合得到的计算模型可以较好地应用于标准大气压下纯气体热物性参数的求解;气体的动力黏度、导热系数和比定压热容均随着温度的升高而增大;硝化棉含氮量越高,导热系数和比定压热容值越小,硝化棉含氮量对混合气体的动力黏度值影响较小,可忽略不计。     

固体火箭发动机在水下航行体上应用的理论分析

建立了固体火箭发动机在水下航行体上应用的数学模型，利用现有的中能推进剂，计算和评估了相关的性能参数，分析了水下应用的特点，并对固体火箭发动机在水下高速航行器中应用的可行性进行了探索，得到了相关的结论。     

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。     

固体复合推进剂火箭发动机侵蚀界限参数的预测方法与应用

为从理论上寻求固体火箭发动机侵蚀界限参数的预示方法,以改进的勒努尔-罗比拉德侵蚀公式(L-R公式)为基础,发展了一种能够预测固体复合推进剂发动机侵蚀界限参数(包括界限流速和界限燃通比)的理论方法。一维内弹道和零维内弹道的实例验证表明,该方法获取的界限流速和界限燃通比具有较高的预示精度,满足工程计算要求。这对于侵蚀燃烧理论研究和固体火箭发动机侵蚀燃烧的实验研究,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。该方法仅适用于过氯酸铵(AP)复合推进剂,其他推进剂能否适用还需要进一步研究。     

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。     

AP/HTPB推进剂内孔形状对烤燃特性的影响

为了获得固体火箭发动机的推进剂内孔形状对烤燃特性的影响,针对装填高氯酸铵/端羟基聚丁二烯(AP/HTPB)的圆形孔、星孔装药的固体火箭发动机,在基于Arrhenius定律的基础上,分别建立了对应的固体火箭发动机二维、三维非稳态烤燃模型。对上述两种装药结构的固体火箭发动机烤燃过程进行了数值模拟,分析了以上两种内孔形状对推进剂烤燃特性的影响。结果表明：固体推进剂的内孔形状在不同热载荷条件下的烤燃响应特性不同。快速烤燃条件下,内孔形状对固体火箭发动机的烤燃响应特征参数影响较小;在慢速烤燃条件下,推进剂内孔形状对推进剂着火延迟时间影响有限,对着火温度和着火位置则有显著影响。采用圆形孔装药时发生烤燃响应的着火温度较高,而采用星形孔装药时则较低;圆形孔装药时着火位置在推进剂头部内孔壁面附近,且随升温速率增大着火位置逐渐向端面移动,而星形孔装药时着火位置则位于推进剂中部的内孔壁面附近,且随升温速率的增大着火位置会出现跳跃性变化。     

固体火箭复合推进剂平均侵蚀函数的预测方法与应用

为从理论上寻求固体火箭发动机平均侵蚀函数的预示方法,针对AP复合推进剂,以火焰弯曲理论侵蚀函数方程为基础,计算了随燃通比变化的侵蚀函数,在此基础上得到平均侵蚀函数。实例验证表明,该获取平均侵蚀函数的方法及获取的平均侵蚀函数具有较高的预示精度,满足工程计算要求。这对于侵蚀燃烧理论研究、平均侵蚀函数的获取,以及提高固体火箭发动机零维内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。该方法仅适用于AP复合推进剂,其他推进剂能否适用还需要进一步研究。     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。