由火箭一级飞行弹道分析底部力等动力参数

以某液体火箭一级飞行为例,分析火箭在穿越大气飞行段所受到的综合外力情况;通过建立力学模型,完成对发动机推力及大气阻力等飞行参数的弹道特征辨识。分析结果表明,该液体火箭存在随飞行高度变化的附加底部力。     

再入飞行器试验运载火箭的分离高度控制

某型运载火箭发射再入飞行器的飞行试验属于典型低弹道任务,针对火箭二级工作段飞行高度迅速下降的特点,若火箭出现二级发动机推力异常下降等故障,将导致火箭达到制导(速度)关机条件时飞行器与火箭的分离高度过低.对某试验火箭分离高度偏差仿真分析,提出增加高度备保关机的方案,并通过飞行试验验证该方法的有效性.     

火箭冲压发动机的飞行性能

探讨了吸气式火箭发动机的飞行特性。用一维模型分析了进气道的气流，根据飞行速度／高度、空气流量和燃料流量等计算了发动机推力，根据计算的推力与空气阻力的关系，探讨了可以加速飞行器的富余推力。结果证明，与原来的固体火箭发动机相比，这种发动机通过对飞行航线的选择和燃料流量的控制可使地空导弹的飞行距离增加７倍，空空导弹的飞行距离增加１～２倍。     

固体发动机贮存条件下内弹道性能研究

通过对影响固体发动机贮存老化内弹道性能的相关参数进行定性和定量分析。得到燃烧室平均压强、质量流量、推力等最大影响因子；应用所建模型进行了参数辨识。基于参数辨识，采用一维非定常模型对高能固体推进剂贮存条件下发动机内弹道性能进行了预示，并与试验结果进行了比较分析，计算表明所建模型合理，方法有效。     

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。     

底排-火箭复合增程弹外弹道模型研究

文中通过对底排—火箭复合增程弹外弹道特征的分析,利用底排总阻减阻率公式推导出了底阻减小率与弹形系数之间的关系。通过简化底排质量流量计算公式并用平均推力代替实际火箭推力建立了复合增程弹的外弹道模型。用所建模型对外弹道参数进行了计算,计算结果与试验结果吻合的一致性较好。所建外弹道模型对该类弹丸的初步设计和弹道参数匹配研究具有重要的指导意义。     

提高上面子级点火安全性级间分离优化设计

某型号火箭一二级分离是中国首次助推器与芯一级形成一级组合体分离,下部分离组合体质量和后效推力大幅提高至约3倍同系列助推器分离型号量级,是关键技术攻关技术之一.针对二级发动机燃气流反卷影响及无法开展天地一致性分离试验的难题,通过型号间横向比对,结合发动机流场分析,最优化调整时序,增加分离能源,通过飞行实测及地面试车数据分...     

火箭弹推力方案的优化设计

提出了一种基于Matlab/Simulink和iSIGHT软件平台,以火箭弹规定的射程为约束,以火箭弹飞行过程中的最大马赫数最小为优化目标的火箭弹推力方案优化设计方法.在Matlab/Simulink软件下建立火箭弹飞行的六自由度弹道仿真模型,推力模型依所选推力方案而变化,利用iSIGHT软件的优化功能充分挖掘每一种推力方案的潜能.经过大量的优化计算,可以得到每一种推力方案下的最优结果.文中还对每一种推力方案下所需要的火箭发动机总冲进行了分析.     

阀门作动速度对流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响

利用数值模拟的方法,通过研究调节阀以不同速度作动时燃气发生器压强、燃气流量和发动机推力等参数的响应情况,分析了阀门作动速度对燃气流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响.结果表明,调节阀作动速度对参数的响应速度和负调量均有较大影响,其过大或过小均不利于发动机整体性能的提高;在实际情况下,需要综合考虑,以选择合适的阀门作动速度.     

高性能导弹的弹道和推进系统优化的综合分析

本文介绍了高性能双脉冲发动机导弹在两种飞行环境中弹道和推进系统同时优化的综合分析法。这一研究采用了具有罚函数的拟牛顿参量优化方法来满足终端和轨迹的约束条件。用分段线性开环指令和分段不变反馈增益将弹道控制变量参量化。要优化的脉冲发动机参数是脉冲宽度、平均推力、中性系数、脉冲燃烧时间和脉冲间的延迟时间等。与采用原来规定的火箭发动机推力数据优化的弹道相比,火箭发动机推力时间曲线与弹道一起优化使射程增加了11％。     

发动机引流推力矢量方案的内流场分析

对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析,比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响,结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大,燃烧室压力和温度变化不明显;引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数;引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例;引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当,均略小于引流通道喉部面积所占比例;引流造成主动量推力下降幅度明显。     

氢氧推力室喷管超声速气膜冷却参数研究

某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却,在面积比35处引入涡轮排气作为冷却气体。通过采用数值模拟的方法,研究了唇高、吹风比、冷却剂流量和静压比等参数对气膜冷却效果和比冲的影响。结果表明:随着唇高的增大,推力室的比冲和推力略微降低,而冷却效率和壁温几乎不变;在主射流压力匹配且射流量一定的条件下,吹风比增大可以轻微地提高气膜冷却效果和发动机比冲;在压力匹配且吹风比一定的条件下,射流量增加可以提高气膜冷却效果;在射流量一定的条件下,主射流压力匹配时,气膜冷却效果最佳,发动机比冲最高。     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

最佳推力喷管型面设计

使用特征线方法数值模拟固体火箭发动机喷管内的二维流场，经过流场积分计算喷管推力。通过大量计算及数据处理。获得了流场内各流动参数的分布规律，以及几组综合关系曲线，应用这些曲线对流场特征进行分析研究从而实现最佳推力喷管型面设计。     

基于气动热约束的高超声速电缆罩封头外形优化设计

基于N-S方程数值计算方法对高超声速气流中导弹电缆罩封头和其后方的电缆罩外形进行气动热计算,对2种封头外形的气动热进行对比分析,研究了其流动机理和流场结构。结果表明:优化后的与后方电缆罩等宽、等高的封头外形极大地降低了电缆罩的热环境。     

发动机推力室燃烧及传热耦合仿真

为了研究推力室工作时内部物理场特点,以某推力室试验件为研究对象,采用独立计算,边界耦合的仿真思想,对推力室的燃烧和传热过程进行仿真,当相邻两次温度误差在1%之内时认为仿真收敛。分析发现推力室壁面在喉部达到最高温度;由于流动通道中冷却剂的流量不同,推力室壁面周向温度分布不均匀;受流动通道横截面积的影响,冷却剂的流速变化剧烈。     

非零攻角和侧滑角条件下弹托不同步飞离的数值模拟

对弹药在不同条件下的发射过程进行研究是研制弹药的重要一环,它有助于弹药适应现代战场复杂多变的发射环境。为了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的射击精度和飞行稳定性,通过非结构化动网格技术和用户自定义函数耦合计算流体力学和六自由度外弹道程序,对非零攻角和侧滑角条件下APFSDS弹托相对弹体动态分离过程进行了数值模拟,获得了非零攻角和侧滑角条件下弹托分离流场、六自由度运动参数以及弹体气动参数的变化情况。结果表明：在非对称来流的影响下,弹托分离流场呈现非对称性,引起弹托受力不均匀,从而导致弹托非对称、不同步地飞离弹体,加大弹体受到的扰动,最终降低弹丸的射击精度和飞行稳定性。     

有效载荷整流罩降噪性能的数值分析和优化设计研究

通过基于SAE的数值分析软件对大型运载火箭有效载荷整流罩的降噪性能进行了分析,结合已经获得的大量试验数据,确定了影响有效载荷整流罩降噪性能的关键参数,并对关键参数进行了优化设计,为有效载荷整流罩结构形式和材料的选择及降噪方案的确定奠定了理论基础和数值依据.     

非对称方形尾喷管内流场数值分析与推力特性研究

文中建立了非对称方形尾喷管及传统轴对称尾喷管的物理数学模型,基于N-S方程和RNG k-ε湍流模型,对两种尾喷管三维内流场进行了数值分析,研究了非对称方形尾喷管内部流动参数的变化趋势及其推力特性.结果表明:在相同收敛段、喷管长度和扩张比的条件下,两种喷管内的流动参数变化趋势一致与轴对称喷管相比,非对称方形尾喷管推力略低,但能够保证喷管的推力性能水平.     

柔性整流罩地面展开试验仿真分析与飞行状态分离预测

大型整流罩的地面分离试验难以在真空环境下进行,为实现对飞行状态中分离情况的准确预测,需根据地面试验数据修正建立的有限元模型。基于耦合欧拉-拉格朗日算法,对大型柔性整流罩的地面展开试验进行流体与固体耦合仿真分析,获得了整流罩在空气阻力作用下展开的运动特性及呼吸变形,结果表明仿真结果与试验数据一致,验证了该模型及方法的正确性。采用相同模型对飞行状态下的整流罩分离进行仿真预示,并分析了空气阻力、轴向过载对分离特性和呼吸运动的影响规律。研究表明：空气阻力会降低整流罩的运动速度和呼吸运动频率,增大呼吸运动幅值;随着轴向过载的增大,呼吸运动幅度增大;整流罩的呼吸运动与其1阶振型相关。