少烟推进剂火箭发动机中的燃烧不稳定性

讨论了最近在韩国国防开发局（ＡＤＤ）固体火箭发动机研制项目中遇到的燃烧不稳定现象。在研制少烟推进剂火箭发动机时，发生了燃烧不稳定现象，即不规则燃烧。通过对试车台点火试验时记录下的加速度计信号和应变传感器信号进行频谱分析以及用分析系统对发动机内腔进行的声摸分析，发现不稳定性为二次切向振型。     

端面燃料混合火箭发动机的基础研究－－燃烧稳定性

探讨了火箭发动机技术的发展与利用固液器合火箭发动机取代固体火箭发动机的必要性与可能性。介绍了端面燃烧固液混合火箭发动机的结构特点、燃烧性能以及燃烧实验方法和结果分析等。     

端面燃烧混合火箭发动机的基础研究--燃烧稳定性

探讨了火箭发动机技术的发展与利用固液混合火箭发动机取代固体火箭发动机的必要性与可能性.介绍了端面燃烧固液混合火箭发动机的结构特点、燃烧性能以及燃烧实验方法和结果分析等.     

一种固体火箭发动机通用模拟燃烧的方法

为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值.     

移动网格技术在求解固体火箭发动机侵蚀流场中的应用

应用流体计算软件Fluent的动网格技术和网格自适应技术．通过UDF（用户自定义函数）编程．耦合了燃面加质．对某固体火箭发动机的侵蚀流场进行了轴对称数值模拟。文中除了将计算结果同实验结果进行对比外．还得出了固体火箭发动机侵蚀燃烧过程中装药燃面推移图像，并分析了侵蚀燃烧对发动机燃烧室压强的影响。     

某型固体火箭发动机低温燃烧不稳定现象分析

文中针对某型固体火箭发动机低温地面试车时出现的燃烧不稳定现象进行了研究.通过对试车数据进行FFT分析基本确认该燃烧不稳定现象属于声不稳定.结合对燃烧不稳定抑制措施的讨论和相关工程经验,针对性地采取调整弹道稳定剂含量和粒径,并适当提高二级工作压强等措施后,再次进行低温地面试车.试车结果表明燃烧不稳定现象基本消除,说明采取的措施有效,可为同类型固体火箭发动机工程研制提供借鉴.     

一种固体火箭发动机性能散布分析方法

介绍了一种用参数辨识技术对固体火箭发动机性能散布进行分析的方法。首先根据发动机地面试验数据,采用辨训方法确定飞行过程中发动机喷管喉径变化规律和装药燃烧规律等,建立起固体发动机内弹道模型;然后将已知的发动机入口参数及偏差代入内弹道数学模型中,得到发动机性能和的值及其散布特性。     

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。     

确定固体火箭发动机燃烧时间的一种方法

介绍一种应用ＣＡＴ技术确定固体火箭发动机燃烧时间的新方法．采用对ｐ（ｔ）曲线进行坐标变换和求最大值来确定发动机燃烧时间．该方法经大量实验证明，不仅精度较高而且简单可靠，是一种实用的数据处理方法．     

固体火箭发动机瞬态内流场数值仿真

利用FLUENT的用户自定义函数定义固体推进剂燃面的边界移动和燃面的质量添加,考虑压力和流速对侵蚀效应的影响,对内孔燃烧固体火箭发动机的瞬态内流场进行了研究。采用标准kε湍流模型,隐式耦合算法计算了喷管和燃烧室一体化内流场。得到了内弹道各参数随时间变化和空间分布情况、装药动态燃烧过程,以及侵蚀效应对发动机燃烧室压力分布和固体火箭发动机工作过程的影响。     

不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响

采用涡团耗散模型和化学动力学控制的碳粒子燃烧模型对中心进气固体火箭冲压发动机反应流场进行数值计算,分析了不同入口空气流量对冲压发动机二次燃烧的影响,并与试验结果进行比较。研究结果表明：随着入口空气流量的增加,补燃室尾部压强升高,燃烧效率增加,而补燃室尾部温度降低。     

固体火箭发动机工作过程仿真实验软件的设计与实现

在不具备开展实际实验的条件下,采用计算机仿真的方法模拟固体火箭发动机的工作过程,是一种安全、有效和经济的途径。文中从固体火箭发动机平行层燃烧理论出发对其工作过程进行了分析与数学建模,并运用3D建模技术、Matlab引擎技术和动态链接报表生成等技术开发了固体火箭发动机工作过程仿真实验软件。介绍了仿真实验软件的设计与仿真运行画面。软件在本科教学中得到了实际应用,教学效果良好。     

全尺寸战术发动机的稳定性试验

美国海军武器中心(NWC)正参与一项研究计划,以求进一步认识固体火箭发动机线性和非线性燃烧不稳定性。该计划的目的之一在于研究发动机基础数据及稳定性数据。叙述了发动机燃烧的线性特征及其分析,使用空军固体性能计算程序(SPP)和标准稳定性预测程序(SSP)对几种发动机构型进行了性能和稳定性计算,并对预测数据和热试车结果进行比较。     

固体推进剂药柱使用寿命的研究

对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了力学性能试验,得到了推进剂有关力学性能贮存时间的变化规律,分析了固体药柱在生产、运输、贮存和点火燃烧过程的受载状态;对不同贮存期的固体药柱进行了应力、应变状态的分析和计算,结合靶场对贮存十年期以上导弹飞行情况,进行了固体火箭发动机推进剂药柱使用寿命的预示.     

过载条件下固体火箭发动机燃烧稳定性分析

为了研究过载对固体火箭发动机燃烧稳定性的影响,对Φ315发动机开展了数值计算和过载试验.通过对发动机进行三维两相流场模拟,分析了过载和无过载两种条件下发动机燃烧室内的流场和颗粒浓度分布特性;利用不稳定燃烧线性理论计算了两种条件下的增长系数,并根据线性稳定性判据评估了发动机的燃烧稳定性,与试验结果吻合.分析认为:过载引起的颗粒浓度分布变化是发生不稳定燃烧的关键因素.     

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。     

卫星运载火箭成对固体火箭发动机推力不平衡的物理预测方法

本文介绍了固体火箭发动机压力与推力随时间变化的计算方法。这种方法考虑了推进剂燃烧速率可能的离散,离散对火箭成对助推器的推力不平衡有很大影响。未来卫星运载火箭阿里安5的成对助推器的初步设计方案之一是采用分段式固体火箭发动机。该方法及其统计分析用于生产药柱时分析和选择浇铸推进剂的最佳工艺。     

硼在固体推进剂中的应用展望

对硼颗粒的点火和燃烧特性研究进行了简要的叙述, 结合硼颗粒点火和燃烧研究进展及其应用情况, 认为以下四方面将会促进硼在固体推进剂中的应用, 即固体火箭发动机整体级方案选用洁净固体推进剂技术、高性能火箭发动机技术、新材料合成技术的发展促进硼在固体推进剂中的应用以及硼在调节固体推进剂燃烧特性中所起的作用.     

固体火箭发动机无烟隔热/包覆材料的研究

固体火箭发动机无烟化研究是目前固体推进技术的发展方向之一。固体火箭发动机隔热/包覆材料的烟雾主要是由于在发动机特定工作条件下有机高分子材料不完全燃烧而产生的。通过对国外无烟隔热/包覆材料研究进展的评述,认为,合理选择基体材料,添加消烟冷却剂和后燃抑制剂是隔热/包覆材料无烟化的有效途径.     

降低星孔装药火箭发动机二次压力峰值方法

分析了固体火箭推进剂的燃烧特性和二次压力峰值对固体火箭发动机性能的影响．在对传统的降低二次压力峰值方法介绍的基础上，提出了采用星孔装药提高固体火箭发动机效率及其降低二次压力峰值的方法。经过试验验证该方法切实可行。