整体式固体火箭冲压发动机转级过程数值仿真

为了研究整体式固体火箭冲压发动机从助推级向冲压发动机级的工况转换(转级)过程,采用双时间步推进方法,求解非定常、三维、有化学反应的Navier-Stokes方程组,得到了发动机进气道/燃烧室一体化流场在转级过程中的变化情况,分析了相关因素对转级过程的影响。仿真研究表明,进气道出口堵盖打开前,进气道内气流保持压力振荡状态,振荡频率主要与飞行高度相关;堵盖打开后,空气与一次燃气进入补燃室掺混并燃烧,过程中发动机内流场发生剧烈的变化;堵盖打开时燃烧室内的压力对于进气道的起动至关重要。上述研究对于整体式固体火箭冲压发动机设计具有指导意义。     

固体火箭冲压发动机三维数值计算

利用FLUENT中的概率密度函数非预混模型对固体火箭冲压发动机补燃室内的气相湍流燃烧进行数值模拟.主要目的是解决在固体火箭冲压发动机含镁铝推进剂的补燃室中,存在上百种中间及最终产物.复杂的反应机理使采用有限反应速率模型难以模拟补燃室中复杂的湍流燃烧的问题.模拟结果有助于提高对固体火箭冲压发动机补燃室内部流场流动的了解.模拟结果表明:补燃室内发生着复杂的三维化学反应流动,存在对掺混燃烧有重要影响的头部回流和轴向涡流.补燃室内温度分布与空气与燃气的掺混、燃烧及流动状态有密切关系.提高空燃比,可增强补燃室中燃气的回流和轴向涡流强度,加大掺混力度.提高燃烧效率.     

固体火箭冲压发动机绝热层传热特性数值仿真

研究冲压发动机补燃室的热防护性能,为发动机长时间安全工作提高热防护技术,建立了补燃室三维流场和EPDM(三元乙丙)绝热层的物理数学模型,数值仿真补燃室内燃烧及流动过程.对补燃室内温度变化梯度大,燃气温度在补燃室中部达到极值,化学反应流场在周向存在很大的不对称性.补燃室头部的回流区和输运漩涡对燃烧效率有着重要影响.通过对绝热层和壳体的温度场进行数值仿真,发现绝热层存在两个高温区域:头部回流区域和补燃室中部的燃烧充分区域.计算结果符合物理规律,并与试验结果符合较好.研究结果为冲压发动机补燃室热防护层的设计提供了有效的分析手段.     

固体火箭发动机质心计算机测量研究

提出了一种建立在计算机测量系统架构之上的固体火箭发动机质心测量系统,并从硬件与软件两部分给出了系统的设计方案;为提高系统的测试精度,除了采用高精度的元器件之外,结合实验结果对传感器的输出信号提出了一种基于曲线拟合的误差修正方案,降低了相对误差;经实际检验,该测量系统达到了要求的测量技术指标.     

旋转固体火箭发动机统一流场计算

为了进一步研究旋转对固体火箭发动机工作的影响,采用RSM湍流模型对内孔燃烧、内孔与端面同时燃烧管状装药旋转固体火箭发动机统一流场进行了仿真。采用UDF编程给出质量入口边界,获得了旋转条件下发动机内流场结构参数特点,并给予理论说明。计算结果表明,内孔燃烧装药发动机切向速度流场类似于典型的Rankine涡,端面和内孔同时燃烧装药发动机切向速度流场呈现出Rankine涡和由端面燃烧引起的强迫涡的复杂组合涡;在发动机前封头和喷管喉部涡核切向速度峰值非常大,使燃烧室前封头和喷管喉部工作环境显著恶化;旋转使发动机燃烧室压力沿径向逐渐增大,强迫涡附近的压力梯度远大于推进剂表面的压力梯度。     

空气入口速度对冲压发动机补燃室流场的影响

冲压发动机的空气入口的速度,会影响一次燃气在冲压发动机补燃室内的二次燃烧.为了提高燃烧室的燃烧效率,采用标准k-ε两方程模型和PDF燃烧模型,用双侧进气的非壅塞冲压发动机补燃室内的三维流场进行了数值仿真,分析了不同空气入口马赫数对补燃室流场的影响.结果表明,随着空气入口马赫数的增大,补燃室头部的涡流增强,但是空气在补燃...     

固体火箭发动机试验数据分析处理软件设计

针对目前固体火箭发动机试验数据分析处理软件功能比较单一、自动处理能力较差的缺点,研发了一套固体火箭发动机试验数据分析处理软件;该试验数据软件采用海最数据加载显示技术、BS/CS结合的智能客户端一体化集成技术和自研算法的平台集成技术等创新技术,具有灵活的算法扩展架构、面向用户的数据标识机制、完善的数据组织和数据访问手段、便捷的脚本式数据处理方法、以及应对复杂数据分析任务的子任务分解手段;提高了发动机综合试验水平.     

固体火箭发动机喷管热防护设计

为保证固体火箭发动机(Solid Rocket Motor,SRM)尾翼机构工作的可靠性,进行热防护设计以控制喷管外壁温度.基于三维有限元法对喷管工作时的温度场进行数值仿真,获取发动机喷管在温度和压力载荷联合作用下的温度场分布,结果表明原喷管的热防护不满足要求,通过对喷管各组成结构的重新设计,获得符合设计要求的喷管结构,并且发动机点火试验表明热防护设计满足要求,所得方法可为喷管的设计、试验和生产提供参考.     

固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述

试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状,重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构,阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证,进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。     

固体火箭发动机喷管扩散段破损流场仿真研究

为获取某型带长尾管的固体火箭发动机在工作过程中扩散段不同破损程度对其性能影响规律和影响机理,采用CFD方法对其进行建模仿真分析,通过对比不同破损程度下的流场分布和推力变化,揭示了该型发动机喷管扩散段破损对其流场和性能的影响规律;研究发现,气体从缺口处流出部分在轴向截面上基本呈扇形,在扇形弧线和半径相交处存在角结构;流场等值面可以划分为缺口处等值面、非缺口处等值面和两者之间相互作用等值面三部分;喷管在扩散段端口破损后会对下游流场产生影响,对上游流场影响非常小;随着扩散段端部缺口的增大,喷管推力方向与喷管轴线夹角逐渐增大。     

固冲发动机地面试验测控系统研究

针对固体火箭冲压发动机(以下简称固冲发动机)地面试验,在对原试验设备进行改进设计和建设的基础上,基于虚拟仪器技术搭建了参数测控硬件平台,同时利用LabVIEW7.0开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量和数据处理在内的发动机地面试验测控系统;应用该试验系统实现了固冲发动机地面试验的模拟进气参数控制与测量和固冲发动机试验过程参数控制与测量,实现了快速试验数据处理;完成的大量固冲发动机地面试验表明系统具有扩充性好、使用方便和稳定性高等特点。     

固体火箭发动机故障诊断的神经网络方法研究

固体火箭发动机地面试验系统的故障诊断过程复杂,故障征兆和故障原因之间存在着许多不确定因素,精确定位故障存在许多困难.传统的神经网络方法和模糊推理方法为解决这一类故障诊断问题提出了一些算法,然而难以提高不确定故障诊断的性能.针对这种情况,提出了一种基于模糊神经网络的故障诊断方法.该算法同时具备了模糊理论的处理不确定、不准确信息的推理能力和神经网络的自学习能力.将这种方法应用到某固体火箭发动机地面试验系统的故障诊断,仿真结果表明,该算法有效,较好地解决了固体火箭发动机地面试验系统的不确定故障诊断问题.     

带径向翼槽SRM点火瞬间流固耦合数值分析

大长径比固体发动机点火瞬间,固体推进剂药柱易受点火燃气压力作用产生变形,而变形的药柱又会对燃气流动产生影响,即固体发动机点火瞬间的流固耦合现象.在复杂过程中,对大中型同体发动机而言,仅有几十分之一秒到几秒,但发生故障的概率却相对较高.采用MpCCI耦合器作为FLUENT和ANSYS的数据交换平台,对带径向翼槽大长径比固体发动机点火过程中的流固耦合现象进行了数值模拟.结果表明,该型发动机点火瞬间燃气流动与药柱变形强烈耦合,药柱变形主要发生在径向翼槽的尖点处,且随点火过程的推进变形加剧.计算了点火压力冲击下药柱的位移及应力场的分布规律,研究结果为流固耦合技术为固体发动机上的应用奠定了一定的基础.     

固体火箭发动机振动试验夹具优化分析与研究

通过相同激励条件下对3种典型振动试验夹具进行宽频段随机振动试验分析,发现夹具在试验频段内出现不同程度的共振现象,过试验现象严重;通过3种典型振动试验夹具质量、一阶固有频率、位移变化量及应变变化量等数据对比、分析,得出影响振动试验夹具振动传递特性的主要因素,以影响因素为优化变量,以典型部位平均响应与输入的振动传递比为优化目标,进行拓扑优化设计,最终经过夹具振动试验验证,过试验情况得到有效控制,满足相关规范要求,为固体火箭发动机振动试验控制提供保障。     

颗粒粒径及速度对火箭发动机结构参数的影响

在Mg/CO2粉末火箭发动机的研究中,镁颗粒的燃速、颗粒粒径以及颗粒喷注速度是影响金属粉末燃烧特性的主要因素,金属粉末的燃烧特性决定了燃烧室的结构参数.采用RNG k-ε方程和层流有限速率化学反应模型对轴向喷注式圆柱型燃烧室燃烧性能进行了三维定常数值仿真,研究了颗粒粒径及喷注速度对燃烧室中反应特性的影响,旨在为发动机结构尺寸确定提供参考,所建立计算模型与实际参数吻合较好.仿真结果表明:小粒径镁粉燃烧比较充分,颗粒粒径过大导致燃烧效率低下;镁粉燃烧放热峰随喷注速度的增加而向燃烧室后端移动,喷注速度过大则导致燃烧不完全;金属颗粒径向扩散很少,导致燃烧室壁面附近化学反应量较少且温度较低,可以利用来增强热防护能力.     

基于Visual C++环境下的叶轮CAD系统设计

本文在 Visual C 环境下开发了一个渣浆泵叶轮设计的可视化 CAD系统。该系统按照软件工程的设计方法进行了程序系统的设计 ;系统采用可视化编程语言—Visual C 6.0编写 ;建立了便于维护与更新的叶轮设计数据库 ;该系统能根据设计结果自动生成工程图纸。该软件界面友好 ,易于使用 ,具有较强的实用性。     

运载火箭推进剂利用地面测控系统的设计与实现

推进剂利用地面测控系统是运载火箭推进剂利用系统的重要子系统,它由若干地面测试及网络通讯设备组成,通过系统测试用以检查相关箭上产品工作状态,确保火箭成功发射;该系统采用计算机技术、可编程控制器技术和网络通讯技术实现控制指令的远程传输及测试数据的快速处理,可以适应远距离测试的需要,并极大提高了系统测试的自动化水平;此外,系统具备计算机、PLC两种测控方式提高了测试的可靠性,能够胜任运载火箭测试及发射任务使用;该系统已成功应用于我国某型运载火箭.     

An intelligent system for automatic layout routing in aerospace design

This paper discusses the development of an intelligent routing system for automating design of electrical wiring harnesses and pipes in aircraft. The system employs knowledge based engineering (KBE) methods and technologies for capturing and implementing rules and engineering knowledge relating to the routing process. The system reads a mesh of three dimensional structure and obstacles falling within a given search space and connects source and target terminals satisfying a knowledge base of design rules and best practices. Routed paths are output as computer aided design (CAD) readable geometry, and a finite element (FE) mesh consisting of geometry, routed paths and a knowledge layer providing detail of the rules and knowledge implemented in the process. Use of this intelligent routing system provides structure to the routing design process and has potential to deliver significant savings in time and cost.     

ZW3D CAD中ACIS专用数据接口的研究与实现

分析了在 ZW3D CAD系统中实现 ACIS数据交换接口所涉及的若干关键技术问题。其中包括ZW3D系统与ACIS几何内核中由于对B-Rep结构信息的不同描述而导致的拓扑异构、几何拓扑参数域不一致以及奇异点等问题,提出了相应的解决方法,应用于实际系统开发中。