改性双基推进剂热老化燃烧性能试验研究与寿命预估

采用密闭性燃烧器法对老化后的改性双基推进剂测定了燃烧性能,利用获得的燃速随老化时间变化的曲线计算了其贮存寿命,并与用中定剂法计算的贮存寿命进行了比较,两者吻合较好,说明推进剂燃速老化试验较真实地反映了改性双基推进剂的老化性质。     

HTPB推进剂装药发动机立式贮存结构响应分析

为了获得固体发动机在立式贮存条件下药柱的结构响应特性,针对HTPB复合固体推进剂开展了不同应力水平下的蠕变试验,并拟合了蠕变本构模型。采用建立的推进剂蠕变本构模型对某发动机开展了立式贮存条件下的结构响应分析,获得了贮存过程中发动机药柱应力应变变化规律。针对该发动机设计开展了为期2周的立式贮存试验,测试获得了贮存过程中药柱前后端面的下沉位移变化,并与仿真结果进行了对比。结果表明,建立的推进剂蠕变本构模型可以较好地模拟药柱立贮过程中的蠕变响应,贮存过程中前人工脱黏层根部位置处为药柱的结构薄弱位置,立式贮存1年后其药柱底部端面轴向下沉位移约为1.38 mm。     

小型防暴火箭弹发动机推进剂配方研究

为实现在固定射程范围内发射非致命防暴弹,结合小型防暴火箭弹发动机特点,初选HTPB复合药、HTPB高能复合药、PET高能药三种推进剂,对三种推进剂配方进行燃速和压强试验,对试验结果进行比对分析,最终选择HTPB高能复合推进剂作为防暴火箭弹发动机的推进剂,其能很好地满足战术指标要求,弹道性能改善明显.     

使用寿命预测累积损伤主曲线法的研究

目的研究固体火箭推进剂药柱贮存使用寿命预测的理论与方法．方法采用非接触测试技术和热加速老化累积损伤法,实测得出药柱空穴率随老化时间变化的等温线,根据时温等效原理求得使用寿命预测粘弹性主曲线．结果与结论预测得出ＨＭＸＣＭＤＢ固体火箭推进剂药柱的使用寿命．由于该方法中药柱贮存失效的临界点是实测的,所以大大地提高了火箭推进剂药柱使用寿命预测的精度．     

数字图像技术在燃速测量中的应用

针对目前燃速测试方式的不足，应用数字图像技术，提出了一种测试燃速的新方法，并以双铅－2固体推进剂在静态条件下的燃速测量对系统进行了检验。结果表明，使用这种方法，可以得到固体推进剂中每个长度部分的燃速数据。     

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:     

固体推进剂燃速的超声波测量

为了实时测量固体推进剂燃速与燃烧室压强的关系,利用超声波数据采集卡搭建了超声波实时燃速测量系统,通过调节点火药量和密闭燃烧器容积可以调节密闭燃烧器的压强范围.经过实验得到了低压范围内的实时燃速数据以及燃速与压强的对应关系.结果表明,利用超声波燃速测量系统可以一次性获得给定压强范围内的实时燃速;燃面附近的高温层会使厚度测量值偏小,对燃速测量没有影响;在点火初期,燃面高温层建立的非稳态过程影响超声波声速;在接近试件燃尽的时刻,推进剂两个端面的回波信号产生干扰.     

基于超声回波的推进剂动态燃速测量系统设计

推进剂动态燃速是固体火箭发动机主要的内弹道参数,针对推进剂静态燃速测量均值难以评估推进剂动态性能的问题,提出一种基于超声回波反馈的动态燃速测量系统设计方案.以FPGA为逻辑控制器,采用场效应管实现高速高压超声脉冲的发射;应用两级隔离,将高压发射脉冲与回波采集电路进行隔离;利用SPI配置模式高集成度、低功耗的AD9271...     

航天7416厂研制成功新型发射燃速测试仪

中国航天科技集团公司第四研究院7416厂自主研制的新型复合固体推进剂水下高压声发射燃速测试仪成功交付客户,并已完成现场安装验收,正式投入使用。该设备填补了我国在固体推进剂燃速综合测试方面的空白。     

考虑热辐射作用的燃速相关性

本文以复合固体推进剂凝相燃烧模型为基础,发展了一种考虑热射辐对燃面作用的理论模型,得到了预示药条、缩比和全尺寸发动机燃速相关的半经验方法。对外加热辐射的四种复合推进剂和三种复合推进剂的药条、φ152mm与φ300mm发动机的燃速相关性进行了预示,结果与实验值相一致。该燃速相关方法可用于工程设计。     

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

     

燃速仪燃烧室内气流速度的流量修正计算法

对带视窗的燃烧室来说,固体推进剂燃烧产生的烟经常影响观察和测量,采用流动氮气可以消除烟的影响,但流动氮气流又会对固体推进剂燃烧发生影响,因而正确确定固体推进剂药条附近的气流速度对这种实验装置很重要.本文提出了一种较简单、实用的燃烧室内气流速度的计算方法,并以激光燃速仪的燃烧室为例,计算了排烟口和排气口的气流速度,计算结果与激光多普勒测速仪测量结果一致.     

H_2—O_2推进剂非平衡能量计算

本文运用化学动力学方程来考虑火箭发动机喷管非平衡流动过程,计算了不同的O/F 值时燃烧气体产物中诸组成随温度、压力的变化规律以及比冲 I_(sp)值.结果指出平衡与冻结假设都会带来推进剂能量特性估计的较大误差.本文所建立的方法也为火箭发动机排气流场分析提供了一个更为可信的参考依据.     

基于等值面(Level Set)函数方法的复杂装药燃面算法研究

通过使用等值面（Level Set）函数界面追踪方法，将固体火箭发动机燃面看作不同物质界面，建立了新的燃面算法，通过追踪固体装药燃烧界面计算出燃面变化规律。采用高精度Weighted—ENO和TVD Runge—Kutta进行数值求解，该方法可以计算复杂几何构形的发动机装药、含缺陷装药和变燃速装药的构型变化和燃烧面积，具有良好的通用性和准确性。新的燃面算法具有了界面追踪的能力，为固体火箭发动机内弹道计算以及装药燃烧与发动机内流场数值模拟耦合计算提供了良好的接口条件。     

固体火箭发动机燃烧室两相流粒子运动轨迹的实验研究

本文用Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对固体火箭发动机燃烧室内两相流粒子的运动轨迹进行了实验研究。为增强粒子图象的效果,设计了一个专用的矩形实验发动机,用在双基推进剂上开槽添加钨粉的方法来模拟含铝复合推进剂中的铝粒子。实验拍摄到了比较清晰的ＲＴＲ图像,经过图象处理后得到粒子群的运动轨迹。实验结果表明：１）粒子轨迹完全有可能穿过对称轴;２）重力对粒子轨迹的影响很小。实验结果为ＳＲＭ两相流动模型的建立以及两相流动数值模拟结果的验证提供了实验依据。