燃烧产物特性对燃气弹射内弹道与载荷的影响研究

为了研究燃烧产物特性对燃气弹射初容室二次燃烧流场、内弹道和载荷的影响,采用Realizable k-ε湍流模型、域动分层动网格技术和有限速率/涡耗散模型,建立包含动边界的初容室二次燃烧流动模型。通过与实验数据对比,验证了燃气弹射模型的有效性。数值研究了燃气发生器喷管入口燃烧产物压力和组分浓度比值对燃气弹射内弹道和载荷的影响,计算得到了满足导弹出筒要求的喷管入口压力和组分浓度比值的变化范围。数值研究表明：随着燃气发生器喷管入口压力的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变短,导弹出筒时间缩短,出筒速度增加,加速度峰值增大;随着喷管入口CO与H₂浓度比值的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变长,导弹出筒时间延长,出筒速度减小,加速度峰值减小。研究结果为燃气弹射内弹道设计提供了理论基础。     

基于多燃气动力的水下变深度发射内弹道

为研究水下变深度发射导弹的内弹道问题,通过由多个燃气发生器组成的弹射动力系统,建立了水下发射的内弹道计算模型,介绍了可同时满足多种深度发射的内弹道仿真方法,进行了仿真计算。结果表明:在20～60 m的深度范围发射,可以通过调节3个燃气发生器的点火时序,得到18.9 m/s±3.4 m/s的出筒速度调节范围。由多燃气发生器组成的弹射动力系统是解决变深度发射导弹的有效途径。     

固体脉冲推力器内弹道仿真与优化设计

为了研究固体脉冲推力器的内弹道特性以提高其性能,根据其不同阶段的工作特性,建立了考虑点火药燃烧的内弹道模型,对推进剂药柱数分别为13、16、19时的推力变化曲线进行了仿真研究,分析了点火药量对内弹道特性的影响。仿真与试验结果一致性较好,表明建立的脉冲推力器内弹道模型和仿真系统能较好地刻画其推力特性,点火药燃烧导致了较大的初始压力峰,在脉冲推力器的点火启动阶段必须考虑点火药燃烧对内弹道特性的影响。在此基础上建立了脉冲推力器的喷管结构优化模型,运用多岛遗传算法对喷管结构进行了优化,结果表明,合理的喷管设计提高了脉冲推力器的性能。     

未来高性能氢氧发动机动力循环系统方案选择

未来单级入轨(SSTO)和大有效载荷的航天运输任务将要求设计比推力达490秒的高效率的氢氧发动机。高比推力可以通过选择高室压(≥4000磅/英寸~2绝)和进一步增加喷管膨胀比达到。这样的性能和压力环境使得火箭发动机只能选择高压、分级燃烧循环和低损失的燃气发生器循环。分级燃烧循环通过组合件效率和降低中间附加压力损失技术,燃气发生器通过高性能的燃气发生器工作,这两者似乎都是未来可行的方案。氢氧发动机推力室、涡轮、泵和燃气发生器组合件都是以重量低、压力大、效率高及性能损失小作为设计目标的。本文主要研究不同的动力循环系统及其有关制约因素。     

带有中心点传火管的燃气发生器两相流数值模拟

建立带有中心点传火管的燃气发生器的两相流数学模型。针对中心点传火管的点传火过程采用了一维两相流数学模型,管式燃气发生器的能量释放过程建立了二维两相流数学模型,通过气固交换建立了二者的耦合作用,并采用Mac Cormack 预估校正二步显格式编制了内弹道计算软件,进行了仿真计算,仿真计算结果与试验结果符合良好,验证了模型的正确性,为管式燃气发生器的结构设计及优化提供了理论基础;同时根据仿真结果对管式燃气发生器的能量释放过程进行了分析,结果表明均匀一致的点火条件是管式燃气发生器平稳释放能量的前提,点火能量的均匀释放才能保证燃气发生器内火药燃烧过程可靠,能量释放过程可控。     

微型固体脉冲推力器工作过程参数影响分析

微型脉冲推力器工作过程瞬态性强,传热过程具有高耦合性的特点。本文利用移动网格模型对推力器整个工作过程进行了二维非稳态模拟。分别计算了不同点火药量下以及不同喷管打开控制压力下的内弹道过程,分析了点火药量等参数对内弹道的影响。通过计算壳体绝热和耦合传热两种状态下的流动,分析了不同传热条件对推力器性能的影响。最后,将仿真结果与推力器试车数据进行对比,指出影响推力器内弹道预估准确性的因素。     

一种考虑燃气性质变化的喷管型面优化方法

空间火箭发动机喷管具有大面积比,提高其性能是发动机设计的目标之一。以Rao方法为基础,提出一种考虑真实燃气性质变化的喷管扩张段设计修正方法。以某远地点发动机为研究对象,给出了Rao方法设计的初始喷管型面,计算了燃气比热函数,设计了新的喷管扩张段型面。通过数值仿真对比了新型面与初始型面的真空比冲。仿真结果表明：所提出的计算燃气比热容方法可有效用于喷管流场仿真;燃气比热变化对扩张段型面的影响较大,对于具有相同长度的喷管,当考虑燃气比热变化时,扩张段型面出口面积比较小,真空比冲提高,但幅度小于1 s;对于推力不太大的空间发动机,边界层厚度修正带来的性能增益很小。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

锥阀设计对燃气发生器的控制性能影响

在燃气流量调节系统实验过程中,为了控制燃气发生器的压强,分析锥形阀几何外形对喉部面积的影响.建立不同锥角和锥阀半径的锥阀数学模型,进行Matlab仿真,分析锥体半角和喷管直径对调节系统的影响.由仿真结果可知:在设计锥形阀的几何外形和喷管直径时,需要考虑调节阀行程、喉部面积、电机控制精度和加工精度等因素.该研究可为固体火箭冲压发动机燃气发生器的控制提供一定的参考.     

子母弹抛撒内弹道建模及仿真

建立子母弹波纹管抛撒机构的抛撒内弹道数学模型,包括抛撒药燃烧、波纹管充气和各子弹运动的变化过程。利用数值计算方法计算该抛撒机构的内弹道性能,得到燃气压力、子弹速度和子弹加速度等性能曲线。仿真结果表明,抛撒结果与试验结果符合。     

基于液态平衡体的无后坐炮内弹道研究

为了实现无后坐炮在有限空间内安全发射,设计了一种含液态平衡体的新型装药结构。基于该新型装药结构,开展了某口径无后坐炮内弹道性能试验,建立了相应的内弹道模型,计算结果与试验结果吻合较好。在此基础上,分析了液态平衡体初始质量、密度、火药弧厚、喷管喉部直径以及挤进压力等参数对内弹道性能的影响。结果表明:液态平衡体初始质量对最大膛压和炮口速度的影响显著,而其密度的影响较弱; 较厚的火药、较小的喷管喉部直径及较低的挤进压力有利于提高内弹道综合性能。研究结果可为基于液态平衡体的新型无后坐炮内弹道及装药结构设计提供理论指导。     

固体火箭发动机燃气导流片导转特性分析研究

在固体火箭发动机喷管内采用燃气导流片技术,可以使火箭绕其纵轴旋转。文中建立了喷管内燃气导流片流场数值分析的数学和物理模型,通过数值仿真分析了导流片产生导转力矩的原因及其结构参数对火箭导转特性的影响,并采用高速旋转试验和外弹道飞行测试试验结果与理论计算结果进行比较,结果表明火箭最大转速的理论计算结果和试验结果一致性较好,从而验证了燃气导流片数值模型的可靠性。     

高低压室发射弹丸内弹道仿真与试验研究

为了研究高低压室发射弹丸过程中内弹道的参数设计问题,采用经典内弹道理论,结合高低压室发射特点,建立了高低压室发射弹丸内弹道仿真计算模型,设计了一种高低压室发射系统试验装置,对不同喷口大小情况下的高低压室发射弹丸内弹道进行了试验研究,将仿真计算结果与试验结果进行了对比分析,验证了仿真计算模型的合理性。应用该仿真模型分析了高低压室内弹道工程设计中的发射药弧厚、破孔压力、弹丸启动拉力等因素对内弹道性能的影响。研究表明:高压室喷口大小对高压室压力和弹丸初速影响较大,减小喷口半径在一定程度上可以降低火药的能量损失; 发射药弧厚对高低压室内弹道性能影响较大,随着弧厚的增加,高低压室压力降低,弹丸出炮口速度降低; 破孔压力对高低压室内弹道性能影响较小,但应满足高压室内发射药的点火压力要求; 弹丸启动拉力主要影响低压室内压力和弹丸初速,与高压室的压力基本无关。研究结果可为高低压室内弹道结构设计和装药设计提供参考。     

多孔药高低压室内弹道仿真与计算

为了准确对多孔发射药高低压室内弹道进行仿真计算,对高低压室内弹道的主要方程进行推导,建立了多孔发射药高低压室内弹道仿真模型。应用该模型对某40 mm低速榴弹内弹道进行仿真计算,获得了燃气压力、弹丸速度、弹丸过载等内弹道性能曲线。通过计算值和实测值一致性比较,验证了该数学模型的正确性,为多孔药高低压室发射装药结构设计提供了理论依据。基于Simulink仿真计算的方法,为可靠计算复杂的高低压室内弹道方程提供了一种简便的途径。     

遗传算法在固体火箭总体优化设计中的应用

在综合考虑固体火箭发动机内弹道性能和火箭外弹道性能的情况下，融 内外弹道仿真分析为一体，系统分析了发动机装药，燃烧室和喷管设计参数对发动机性能及全弹性能的影响。通过建立火箭质量模型，气动 算模型，外弹道模型和内弹道模型，在满足总体设计指标的前提下，以起飞质量最小为目标函数，将遗传算法应用于固体火箭总体一体化优化中，完成4个变量的寻优计算，获得满意结果。     

子母弹内燃式气囊抛撒内弹道建模及数值仿真

为研究子母弹内燃式气囊抛撒的内弹道过程, 探讨了内燃式气囊抛撒系统的结构和工作原理;根据内燃式气囊膨胀过程的特点,提出了气囊容积和有效推力面积的计算方法,建立了内燃式抛撒机构的抛撒内弹道模型.利用数值计算方法,获得了燃气压力、子弹速度和子弹加速度等内弹道性能曲线,并对计算结果进行了分析.数值仿真及地面试验结果验证了模型的合理性,为子母弹内燃式抛撒系统结构设计提供了理论研究方法.     

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。     

高速旋转固体火箭发动机喷管受热状态计算

为了计算高速旋转过载下固体火箭发动机喷管受热状态,本文采用流固热耦合计算方法对喷管进行了仿真。计算结果中温度云图与受热密度分布均表明在高速旋转条件下,随着转速的不断增加以及发动机工作时间的延续,高温燃气对喷管内壁面热交换的总热流密度逐渐降低,发动机喷管喉部前端位置总热流密度最大,换热最为强烈。由于高速旋转导致的强旋流动使喷管内燃气所具有的部分动能逐渐耗散并转变为热能,壁面的传热加强。     

一种潜入式可抛喷管数值仿真

对一种潜入式可抛喷管进行强度分析和流场仿真,强度仿真结果揭示了燃气压强作用下可抛喷管的应力分布,流场仿真结果揭示了燃气经由可抛喷管排出时的流场特征,结果表明可抛喷管整体结构设计能够满足要求。研究中模拟了环形切割器工作对冲压喷管被剪切部位的作用和影响,对模拟仿真结果与环形切割器功能验证剪切试验结果进行了对比分析,认为壳体剪切部位须设计一定厚度的台阶。数值仿真结果有助于可抛喷管的结构优化设计。     

某燃气发生器初始压强峰异常分析及改进

某燃气发生器高温性能考核试验时,在点火过程中出现了初始压强峰值过高的异常现象。为了确定故障的原因,依据内弹道性能计算归纳出可能影响初始压强峰异常的五个因素。从定性和定量两方面对五个因素进行分析,确定造成故障的因素是药柱初始燃面设计值偏高及点火器工作时的"烘烤"效应、点火冲击所产生的影响,并提出了相应的改进措施。试验结果表明,改进后燃气发生器工作正常,措施有效。