特种环境下发动机瞬时起动特性的仿真研究

基于全面考虑影响发动机起动特性的各种因素, 开发了一个多缸发动机起动及动态过程的仿真数学模型, 模型包括动力学模型、负载模型和缸内热力过程模型。利用该模型对发动机进行了仿真计算, 并给出了瞬态过程的仿真结果, 为发动机的设计和优化提供了有益的依据。     

弹道修正弹脉冲发动机实验控制方法研究

针对弹道修正技术中应用的脉冲发动机,设计了一种用于验证发动机修正能力的动态实验方法.根据指标要求设计加工了脉冲发动机,通过静态实验测试获得了推力特性曲线;设计了相应的点火电路,并通过模拟点火实验验证了点火电路的可靠性.最后通过动态实验验证了该实验方法的可行性,并利用高速摄影测量出修正能力.     

固体燃料冲压发动机的燃烧机理

叙述了固体燃料冲压发动机(SFRJ)的燃烧性能,特别是燃速与燃料性能有关的模型.为确定燃速控制步骤和仿真的重要机理,在观察包括燃料分解过程的不同现象(如化学反应和传热)的基础上进行分析.比较了4种聚合燃料试验数据与模型预测的数据,结果表明,在不同燃料中它们具有极好的定性一致,以及良好的燃速定量预测.这个模型对选择合理的燃料及发动机的初步设计和SFRJ最终样机静态点火试验前性能曲线的预定而言是有用的工具.     

带推力高超声速飞行器非连续点火再入轨迹研究

带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响，根据发动机开关机状态，改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理，实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时，利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹；发动机点火后，按照给定控制输入，由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件，保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火，以横向航程最大为目标，设计仿真算例。研究结果表明：改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化；在助推发动机总冲一定时，点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。     

缩短短时间工作发动机点火时间方法

为了获得缩短短时间工作固体发动机点火时间的方法,建立了短时间工作发动机点火过程瞬态模型,确定了影响发动机点火时间的关键因素.采用理论分析和试验验证相结合的方法,分析了燃烧室装药结构对点火时间的影响.结果表明,通过合理设计燃烧室装药结构,缩短推进剂燃烧阶段的时间,可以有效缩短短时间工作发动机的点火时间.     

基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究

根据模块化建模仿真的思想,采用AMESim软件中的二次开发平台AMESet开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库,建立了氢氧火箭发动机启动过程动态仿真模型。使用该模型对某型氢氧火箭发动机进行启动仿真,仿真结果表明:仿真结果与实际试车数据符合得很好,验证了该模型的准确性。     

双脉冲发动机Ⅱ脉冲点火瞬态工作特性研究

针对双脉冲发动机Ⅱ脉冲点火过程,基于Fluent流场仿真软件平台,建立了数学物理仿真模型,并编写了用户自定义函数(UDF)模拟动态点火具质量流率边界及装药燃烧加质过程。研究了隔层破开前、破开后及稳定建压3个阶段的流场瞬态特性,分析了隔层破开对内流场的影响。研究结果表明:点火初期,装药内孔压力传播速率较外孔快; 隔层破开前,燃气聚集并反向传播导致尾部压力上升速率反超头部; 破开后,燃气压缩低压气体产生压力冲击波,内流场剧烈振荡,对燃烧室不同位置造成一定影响,距级间孔越近,影响越大,反之则越小。     

星形装药发动机点火过程数值分析

星形是固体火箭发动机常用的装药形式,而其点火瞬时过程对发动机能否正常工作起着极为重要的作用.文中以Fluent软件为计算平台,采用UDF编译来实现点火燃气和推进剂燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入,结合kε两方程湍流模型、Pl辐射模型对某有堵盖的星形装药固体火箭发动机的点火瞬态过程进行三维数值计算.计算结果预示了各时刻下星形装药发动机燃烧室内的流场状态变化、火焰在星角内和轴向的传播规律.     

潜射导弹水下近筒口点火数值模拟研究

采用Mixtrue多相流模型和RNG k-ε湍流模型并结合动网格技术,通过求解非定常雷诺平均N-S方程,对潜射导弹筒口燃气泡内点火的复杂多相流问题进行了二维轴对称数值模拟。计算结果表明,在发动机点火工作前,筒口气泡不会收缩断裂;发动机点火工作后,燃气射流也未出现"断裂"和"回击"。模拟结果表明,潜射导弹发动机在筒口燃气泡内点火有利于发动机的稳定工作,可为潜射导弹水下发射与水下点火方式的研究提供参考。     

基于FTA的某发动机点火延迟分析

介绍了基于故障树分析法(FTA)进行的某固体火箭发动机低温下点火延迟故障的分析过程。通过对发动机故障试验曲线的分析,得出了点火发动机点火延迟造成主发动机点火延迟的结果,列出了点火发动机点火延迟的故障树,并通过分析及试验对故障树所列因素进行了排查,找到了有可能引起该故障的原因,提出改进措施,改进后的点火发动机能满足使用要求。     

Numerical Simulation and Performance Analysis on Windmill Starting Process of Small Turbojet Engine

A new simulation strategy is proposed for the starting process of missile turbojet engine windmill. The starting process of windmill before ignition is simulated using a radial basis function neural network (RBFNN) , and the acceleration process after ignition which model is a set of nonlinear equations is solved using a particle swarm optimization (PSO) algorithm. The introduction of PSO helped to tackle the problem of divergence caused by traditional iteration methods. The calculated result is in a great ...     

基于多层氧化层结构的硼颗粒点火模型研究

为了研究相关因素对硼颗粒点火过程的影响规律,基于多层氧化层结构,改进了硼颗粒的点火模型。该模型考虑了颗粒氧化层表面物质成分的变化、表面火焰面形成的物理过程,模型计算结果与实验数据具有较高的吻合度。应用该模型研究了环境压强、颗粒直径、气相氧化剂浓度以及环境温度对硼颗粒点火过程的影响规律。结果表明,环境压力越大,颗粒点火时间越短;颗粒粒径越大,颗粒表面氧化层越厚,从而延长了颗粒的点火时间;在较大颗粒直径（>5 μm）下增加环境内氧气浓度有利于颗粒点火,对小颗粒直径（≤5 μm)则无明显影响;水蒸气浓度越大,颗粒点火时间越短;环境温度越高,越有利于颗粒点火。     

固体火箭推进剂的模拟低温点火冲击试验加载方法研究

固体火箭推进剂低温下点火瞬间高速加载的耦合作用可能会导致推进剂结构发生破坏,针对此问题,利用推进剂中止熄火的原理,设计了一种中止压力可控模拟点火冲击试验装置,以点火药燃烧产生的燃气对推进剂进行模拟点火冲击。点火压力根据药室容积和点火药量之间的计算公式确定,中止压力通过爆破片破片压力控制。通过对点火冲击过程的压力与时间和升压速率与时间关系曲线分析,得知点火压力和点火方式对点火药燃气的升压速率影响较大。多次重复试验表明：该加载方法中止压力可控,压力偏差<±5%;弱点火时升压速率为2 000 MPa/s,强点火时升压速率达到5 000 MPa/s, 高于通常发动机点火的升压速率;可作为固体火箭推进剂模拟低温点火冲击的研究手段。     

基于改进序列二次规划的非线性控制分配

针对多操纵面飞机舵面偏转角与力矩系数之间的非线性问题,提出一种改进粒子群算法(particle swarm optimization,PSO)和序列二次规划算法(sequential quadratic programming,SQP)相结合的方法来解决非线性控制分 配问题。以飞翼模型为对象,对模型舵效进行分析,在舵效非线性的情况下,采用拟合函数的方法来表示舵效的非 线性;对粒子群算法进行改进,采用拟牛顿法及线搜索方法对序列二次规划方法进行改进,并对改进后算法的拟合 效果进行比较;在线性舵效与非线性舵效下进行仿真对比,验证了算法的有效性。仿真结果表明：该算法能提高粒 子群算法的全局搜索能力,保证分配的准确性。     

中止燃烧方法模拟固体推进剂动态点火冲击过程（英）

为了研究火箭发动机点火过程中动态冲击对固体推进剂的影响,设计了一个基于中止燃烧的模拟点火冲击装置。该装置由点火螺栓、燃烧室和泄压螺栓组成。金属爆破片安装在泄压螺栓的剪切口处,在点火冲击过程中准确控制泄压压力。模拟点火冲击试验的研究对象是圆环柱体形状的poly(BAMO-THF)/AP/Al固体推进剂试样。p-t曲线表明爆破片的泄压压力与测得的压力一致,其误差在±6%。根据p-t曲线计算增压速率,10 MPa下增压速率达到7000 MPa·s^-1,15 MPa下增压速率达到12000 MPa·s^-1,这远远大于固体火箭实际点火过程中的增压速率。在模拟点火冲击试验后,推进剂试样端面(受损表面)镶嵌的粒子受损,而内侧表面(未损表面)仍保持完整的状态。点火冲击试验后,推进剂试样的压缩强度增加,而压缩强度开始增加时的形变值降低。这说明在模拟点火冲击试验后,推进剂受损表面会进一步受损,力学性能也会发生改变。     

基于梯度粒子群算法的纵横向机动跳跃弹道设计及优化

为了增强导弹弹道的机动性能和突防效果,采用2级发动机多次点火及横向机动技术,建立了纵横向机动跳跃弹道模型。针对模型中弹道计算时间长、优化参数多的问题,提出并设计了梯度粒子群算法,将梯度搜索的思想融入到粒子群算法中搜索全局最优解,相应改变微粒速度位置向量的更新方式。仿真结果表明,该算法能够有效地解决纵横向机动跳跃弹道模型的优化问题并具有快速收敛性。     

等离子体点火对PDE一维两相爆轰影响的数值计算

建立了PDE管内利用等离子体射流点火过程的一维两相流体动力学数学模型,并用CE/SE方法对管内两相爆轰过程进行了数值模拟。分析讨论了等离子体射流点火不同射流时间及点火能量对于爆轰波形成的影响。结果表明:与常规火花点火相比,等离子体射流点火可以缩短DDT时间约35%,缩短DDT距离约30%;在能够形成爆轰的情况下,等离子体点火能量和点火时间的增加对DDT距离影响很小。计算结果对提高脉冲爆轰发动机的运行频率具有重要的参考价值。     

RDX激光点火特性数值分析

用数值模拟分析计算了黑索今(RDX)的激光点火过程。结果表明,RDX经加热、熔化、分解、蒸发,反应物进入气相后,随反应物的积累,温度和气相反应速率的增加,气相被点着。讨论了环境压力和激光功率密度对点火延迟时间和临界点火距离的影响,计算所得的点火延迟时间与文献报道的研究结果一致。     

中心装药起爆方式对FAE 影响的仿真研究

为提高燃料空气炸弹的释能效率,研究中心装药的起爆方式对燃料空气炸弹爆炸威力的影响。建立1点、2点、5点起爆方式的仿真模型,运用AUTODYN软件,对中心装药起爆过程中的最大压力和最大抛撒速度进行仿真计算,并对爆轰波传播过程进行分析。仿真结果表明:在3种起爆方式中,2点起爆能够形成扁平状火球,作用区域更广;2点起爆的峰值可以达到其他2种起爆方式的2倍左右;2点起爆和5点起爆情况下的燃料抛撒的速度比一点起爆可提高19%。     

含能材料等离子体点火过程的强瞬态二维热传导分析

针对在等离子体点火过程中,当热量传播速度为有限值时,其传热机理和适用经典傅里叶定律时热量传播速度为无限大时完全不同。通过对傅里叶定律进行修改,使其能够在强瞬态导热中应用。在柱坐标下建立火药颗粒强瞬态热传导的轴对称二维数学物理模型,并进行数值模拟,计算得到了火药颗粒内部温度场分布,分析了不同因素对等离子体点火性能特别是点火延迟的影响以及火药颗粒内部加入热电偶后对内部温度场分布的影响。计算结果表明：等离子体辐射温度越高,点火延迟越小;辐射吸收层越小,表面温度达到着火点所需时间越短,点火延迟也就越小;松驰时间对等离子体点火产生滞后影响,松驰时间大使热传导系统保持原有稳走状态的能力就强,热传导能量难以向内部渗透。当插入热电偶测量温度时,热电偶对温度场分布会产生影响。