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固体火箭发动机一维两相内弹道研究

弹道学报 2010年第3期22卷 16-20页

作者：陈军封锋余陵南京理工大学机械工程学院南京210094

针对目前工程上所采用的固体火箭发动机内弹道模型过于简单(如零维模型、单一气相模型等)和两相内弹道模型难以统一的问题,构造了适用于固体火箭发动机复杂装药条件下统一的一维两相内弹道计算模型,推导了不同类型边界条件、收敛准则、... 详细信息

针对目前工程上所采用的固体火箭发动机内弹道模型过于简单(如零维模型、单一气相模型等)和两相内弹道模型难以统一的问题,构造了适用于固体火箭发动机复杂装药条件下统一的一维两相内弹道计算模型,推导了不同类型边界条件、收敛准则、凝相质量等物理模型,采用理论方法计算凝相粒子直径的变化.利用上述模型对某远程火箭发动机进行了内弹道计算与分析,计算结果与实验数据吻合良好,表明该两相内弹道模型可以有效地降低纯气相模型引起的理论与实际之间的模型偏差,有利于提高固体推进剂火箭发动机内弹道的预示精度.

关键词：内弹道两相流固体火箭发动机

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串联式底排火箭复合增程的推力损失研究

弹道学报 2002年第4期14卷 25-30页

作者：谢宗齐余陵武晓松南京理工大学机械工程学院南京210094

利用分区技术 ,从二维轴对称Euler方程出发 ,应用有限体积TVD格式 ,数值模拟了火箭喷管出口截面处于底排装置空腔中不同位置时的燃气流场 ,并进行了推力损失研究 .结果表明 ,在底排装置空腔中的流动特性很复杂 ,存在涡系结构 ,底排出口... 详细信息

利用分区技术 ,从二维轴对称Euler方程出发 ,应用有限体积TVD格式 ,数值模拟了火箭喷管出口截面处于底排装置空腔中不同位置时的燃气流场 ,并进行了推力损失研究 .结果表明 ,在底排装置空腔中的流动特性很复杂 ,存在涡系结构 ,底排出口截面上的密度、排气速度和压力是影响推力损失的主要因素 ,得出了推力损失随喷管出口截面在底排装置空腔中不同位置时的变化规律。

关键词：数值模拟底排火箭复合增程弹推力损失

底排火箭复合增程弹助推火箭推进剂结构完整性分析

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弹道学报 2003年第2期15卷 34-38页

作者：郭振伏武晓松余陵王栋南京理工大学机械工程学院南京210094

从粘弹性理论、动力学理论出发,利用大型有限元分析软件Ansys6.0对固体推进剂在火炮膛内的瞬间运动进行动力学仿真,通过有限元分析,得出任意时刻推进剂的响应,包括应力分布、变形情况等,据此判断强度是否满足条件,变形是否符合要求。结... 详细信息

从粘弹性理论、动力学理论出发,利用大型有限元分析软件Ansys6.0对固体推进剂在火炮膛内的瞬间运动进行动力学仿真,通过有限元分析,得出任意时刻推进剂的响应,包括应力分布、变形情况等,据此判断强度是否满足条件,变形是否符合要求。结果将有助于某型号底排-火箭复合增程弹的设计分析。

关键词：固体推进剂结构完整性应力应变粘弹性

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压力条件对旋转爆震发动机的影响

弹道学报 2012年第4期24卷 94-98页

作者：马虎封锋武晓松王栋余陵南京理工大学机械工程学院南京210094

为进一步研究旋转爆震发动机的性能,采用9组分19步基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对以2H2+O2+7N2为反应混合物的旋转爆震发动机进行二维模拟,研究入口总压p0和外界反压pb对发动机性能的影响.研究表明,爆震波压力、温... 详细信息

为进一步研究旋转爆震发动机的性能,采用9组分19步基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对以2H2+O2+7N2为反应混合物的旋转爆震发动机进行二维模拟,研究入口总压p0和外界反压pb对发动机性能的影响.研究表明,爆震波压力、温度、高度以及出口平面参数(压力、温度、速度)主要受入口总压条件的影响;发动机比冲与压力比(外界反压与入口总压的比值)成反比.

关键词：旋转爆震发动机比冲性能分析流场

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火箭发动机旋转试验台高速轴振型计算与分析

弹道学报 2005年第4期17卷 59-63页

作者：王彬武晓松余陵南京理工大学机械工程学院南京210094

研究了火箭发动机高速旋转试验台高速轴在工作激振频率内的振型.用有限元分析软件ANSYS对高速轴刚性、弹性2种不同的支撑情况分别建立了有限元模型,计算了轴的前四阶振型,进行了分析比较.计算结果表明,在一定范围内,弹性支撑时固有频率... 详细信息

研究了火箭发动机高速旋转试验台高速轴在工作激振频率内的振型.用有限元分析软件ANSYS对高速轴刚性、弹性2种不同的支撑情况分别建立了有限元模型,计算了轴的前四阶振型,进行了分析比较.计算结果表明,在一定范围内,弹性支撑时固有频率将降低,选取不同的弹性系数k值对固有频率的计算结果影响很大.当超出该范围时,进一步增加弹性系数k对固有频率几乎没有影响,此时已接近或完全等同于刚性支撑.

关键词：高速轴有限元固有频率振型

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环缝宽度对旋转爆震发动机工作特性的影响

爆炸与冲击 2019年第3期39卷 11-20页

作者：徐灿邓利马虎余陵南京理工大学机械工程学院江苏南京210094

为研究环缝宽度对旋转爆震发动机(rotating detonation engine, RDE)工作特性的影响,在非预混RDE中进行实验,同时采用高频压力传感器、离子探针和高速摄影等测量设备,在同一入口质量流率的条件下,改变空气进气环缝宽度和燃烧室环缝宽度... 详细信息

为研究环缝宽度对旋转爆震发动机(rotating detonation engine, RDE)工作特性的影响,在非预混RDE中进行实验,同时采用高频压力传感器、离子探针和高速摄影等测量设备,在同一入口质量流率的条件下,改变空气进气环缝宽度和燃烧室环缝宽度。获得了单波、双波、四波对撞及混合传播模态;当燃烧室环缝宽6 mm时,增加空气进气环缝宽度,爆震波由四波对撞转变为同向双波,最终以单波形式传播;而燃烧室环缝宽10或15 mm时,空气进气环缝宽度对爆震波传播模态的影响较小;此外,四波对撞模态下,爆震波压力峰值和离子信号峰值低于单波和双波模态时的值。

关键词：旋转爆震波空气进气环缝宽度燃烧室环缝宽度传播模态

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固体火箭发动机冷气冲击瞬态内流场分析

固体火箭技术 2015年第1期38卷 67-72页

作者：何凡余陵蔡文祥杨玲南京理工大学机械学院南京210094 宁波工程学院宁波315211

运用高压氮气冲击固体火箭发动机来模拟在发动机点火时产生的高压峰值对药柱及发动机壁面的冲击,测量出发动机头部、中部、尾部的压力分布,对固体火箭发动机冷气冲击试验过程进行模拟。应用(fluent)流体计算软件,对瞬时内流场进行了二... 详细信息

运用高压氮气冲击固体火箭发动机来模拟在发动机点火时产生的高压峰值对药柱及发动机壁面的冲击,测量出发动机头部、中部、尾部的压力分布,对固体火箭发动机冷气冲击试验过程进行模拟。应用(fluent)流体计算软件,对瞬时内流场进行了二维轴对称非定常数值分析。研究结果表明,所模拟的3个测量点压力-时间曲线与试验曲线吻合较好,药柱头部位置及内端面受冲击力较大,易造成结构完整性破坏,进一步证明试验能够较好的模拟真实点火峰压对发动机及药柱造成的影响,为发动机点火设计及试验提供有力的参考。

关键词：固体火箭发动机冷气冲击数值模拟内流场

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旋转爆震发动机火焰与压力波传播特性

航空学报 2017年第10期38卷 67-75页

作者：徐灿马虎李健邓利余陵南京理工大学机械工程学院南京210094 上海航天技术研究院上海201109

为研究旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)工作过程中火焰与压力波的传播特性,在采用非预混喷注方式的H2/Air发动机模型上进行实验,采用的测量装置包括离子探针、高频压力传感器和高速摄影。结合离子信号曲线、压力曲线和... 详细信息

为研究旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)工作过程中火焰与压力波的传播特性,在采用非预混喷注方式的H2/Air发动机模型上进行实验,采用的测量装置包括离子探针、高频压力传感器和高速摄影。结合离子信号曲线、压力曲线和高速摄影图片,分析了从点火到形成稳定旋转爆震波的过程,从测量结果中观察到了燃烧波的对撞现象及火焰与压力波的发展过程;在RDE的稳定工作过程中,火焰与压力波耦合,通过分析离子信号曲线,发现离燃烧室入口较近的点受新鲜反应物喷注的影响较大,并解释了实验所得爆震波的速度亏损和压力峰值相比于理论C-J(Chapman-Jouguet)值偏低的现象;在RDE熄火过程中也观察到了压力波和火焰的耦合,但离子信号峰值、压力峰值及压力波瞬时传播速度持续下降,一段时间后,发动机熄火。这些研究结论对理解RDE中旋转爆震波的起始和传播机理具有一定的参考价值。

关键词：旋转爆震发动机(RDE) 离子信号压力爆震波起爆熄火

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火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性

弹道学报 2009年第3期21卷 23-25,47页

作者：王栋余陵武晓松南京理工大学机械工程学院南京210094

为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传... 详细信息

为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.

关键词：火箭发动机推力偏心六分力试验台误差分析