检索结果-南通市图书馆

固体火箭技术 2003年第4期26卷 12-13页

作者：何景轩甘晓松乐发仁余贞勇中国航天科技集团公司四院设计部西安710025

以固体火箭发动机冲质比为目标函数,采用复合形法优化技术,对在一定高度范围内工作的纤维缠绕壳体固体发动机的燃烧室平均压强和喷管扩张比进行了优化计算。该方法特别对第一级工作的发动机总体方案优化的初步设计具有重要的参考价值。

关键词：固体推进剂火箭发动机燃烧室工作压强喷管扩张比优化设计

固体火箭发动机喷管阻尼数值计算方法及规律研究

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振动与冲击 2022年第3期41卷 231-237页

作者：赵天泉张翔宇甘晓松中国航天科技集团有限公司四院四十一所西安710025 中国航天科技集团公司第四研究院西安710025

从声学角度出发,参考稳态波衰减法,综合考虑喷管辐射损失及对流损失,建立固体火箭发动机喷管阻尼声能共振数值计算方法,通过与阻抗管法测量的试验结果对比验证仿真方法,并探究喷管喉径、监测点位置、声源强度及平均压力对喷管阻尼的影响... 详细信息

从声学角度出发,参考稳态波衰减法,综合考虑喷管辐射损失及对流损失,建立固体火箭发动机喷管阻尼声能共振数值计算方法,通过与阻抗管法测量的试验结果对比验证仿真方法,并探究喷管喉径、监测点位置、声源强度及平均压力对喷管阻尼的影响,结果表明:数值计算结果与试验结果吻合较好,表明该研究建立的仿真方法有效;喷管阻尼随喉径的增大而增大,进而使声腔内形成稳定驻波时的压力振幅降低。传声特性分析结果表明:喷管喉径增大,声功率透射系数提高,使喷管阻尼增加;监测点位置及声源强度不会影响喷管阻尼大小,但会影响压力振幅大小;喷管阻尼及压力振幅均与平均压力大小无关。

关键词：固体火箭发动机喷管阻尼声能共振数值计算方法

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固体火箭发动机声能共振规律试验研究

振动与冲击 2021年第13期40卷 82-87页

作者：赵天泉张翔宇甘晓松中国航天科技集团有限公司四院四十一所西安710025

从固体火箭发动机声不稳定燃烧的声学特性出发,以声学激励作为扰动并提供能量,从声学响应角度评估发动机的稳定性,建立了探究固体火箭发动机声能共振规律的试验方法并搭建了试验系统,对于不同发动机结构开展了试验,结果表明试验系统可... 详细信息

从固体火箭发动机声不稳定燃烧的声学特性出发,以声学激励作为扰动并提供能量,从声学响应角度评估发动机的稳定性,建立了探究固体火箭发动机声能共振规律的试验方法并搭建了试验系统,对于不同发动机结构开展了试验,结果表明试验系统可以表征声不稳定燃烧的声学特性;不同前封头结构声腔的各阶振荡频率基本相同,对于第一阶压力振荡,带有凹腔的椭球形前封头声腔稳定性最低。对于第二、三阶压力振荡,椭球形前封头声腔稳定性最高;潜入空腔体积越大,各阶压力振荡频率越低,声腔稳定性越差。传声特性分析结果表明,潜入空腔长度增加导致出口声功率透射系数减小,稳定性降低。

关键词：固体火箭发动机声不稳定燃烧声学特性前封头结构潜入空腔

小型固体发动机尾部药型对点火升压过程的影响

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固体火箭技术 2002年第3期25卷 21-22,25页

作者：余贞勇甘晓松中国航天科技集团公司四院四十一所西安710025

高装填小型固体发动机在研制初期遇到的问题之一是点火后存在过高的初始压强峰。通过对流场的数值模拟 ,找出了造成初始压强峰的原因是由于燃烧室尾部结构不匹配而导致初始时刻燃气流动不畅。修改尾部药型后 ,消除了初始压强峰。

关键词：药型点火影响固体推进剂火箭发动机压力

嵌银丝低易损推进剂增速比和综合燃速试验研究

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推进技术 2022年第7期43卷 408-413页

作者：孙迪李永洲马亮甘晓松南昌航空大学飞行器工程学院江西南昌330063 西安航天动力技术研究所陕西西安710025

针对嵌银丝端羟基聚醚(HTPE)低易损推进剂的复杂燃烧过程,采用水下声发射法对增速比和综合燃速随基础燃速、压强、银丝直径及温度的变化规律开展试验研究。结果显示,低压下推进剂的综合燃速随基础燃速的增大整体呈上升趋势,而增速比呈... 详细信息

针对嵌银丝端羟基聚醚(HTPE)低易损推进剂的复杂燃烧过程,采用水下声发射法对增速比和综合燃速随基础燃速、压强、银丝直径及温度的变化规律开展试验研究。结果显示,低压下推进剂的综合燃速随基础燃速的增大整体呈上升趋势,而增速比呈下降趋势;综合燃速随压强的增大呈上升趋势,增速比高压段低于低压段,平均值相差24%;推进剂增速比随银丝直径增大先增大后减小,存在一个最佳银丝直径为0.25mm,使得增速比最大;综合燃速和增速比随推进剂的温度增加呈上升趋势。

关键词：固体火箭发动机低易损推进剂嵌银丝增速比燃速药条试验

横向变过载对固体火箭发动机绝热结构设计的影响

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航空动力学报 2021年第11期36卷 2458-2464页

作者：孙迪李永洲刘晓伟甘晓松南昌航空大学飞行器工程学院南昌330063 中国航天科技集团有限公司西安航天动力技术研究所西安710025 华中科技大学航空航天学院武汉430074

针对新一代防空导弹高机动作战特点,研究了复杂横向变过载对固体火箭发动机绝热结构工程设计的影响。同时考虑过载值和过载角度的瞬时变化,对发动机绝热层进行网格划分,并对烧蚀厚度进行编程计算,进而按照安全裕度设计准则得到不同位置... 详细信息

针对新一代防空导弹高机动作战特点,研究了复杂横向变过载对固体火箭发动机绝热结构工程设计的影响。同时考虑过载值和过载角度的瞬时变化,对发动机绝热层进行网格划分,并对烧蚀厚度进行编程计算,进而按照安全裕度设计准则得到不同位置的绝热层设计厚度。与传统设计结果相比,考虑横向过载的变化可以显著减少了发动机的结构质量,提高了发动机总体性能,绝热质量减小了53.7%,总冲提高了6.84%。

关键词：固体火箭发动机横向变过载烧蚀绝热结构总冲

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喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟

固体火箭技术 2008年第4期31卷 344-349页

作者：滑利辉田维平甘晓松武渊中国航天科技集团公司四院四十一所固体火箭发动机燃烧热结构与内流场国防科技重点实验室西安710025

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究。计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强... 详细信息

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究。计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强建立过程与喉栓作动速度和自由容积关系密切;模拟结果与试验数据差别不大,可为喉栓式推力可调固体火箭发动机的研发提供参考。

关键词：喉栓式推力可调固体火箭发动机数值模拟过程优化

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不同主流速度下障碍涡脱落冷流实验研究

固体火箭技术 2011年第4期34卷 426-430页

作者：甘晓松何国强杨尚荣岳赟西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室西安710072

采用冷流试验系统研究了不同主流速度对压强振荡的影响,并通过在流场中加入示踪粒子,且运用连续片光流动显示技术和高速数字摄像技术获得了试验器中流场的旋涡运动情况。实验结果表明,随着主流速度的增加,旋涡脱落的频率相应升高。同时... 详细信息

采用冷流试验系统研究了不同主流速度对压强振荡的影响,并通过在流场中加入示踪粒子,且运用连续片光流动显示技术和高速数字摄像技术获得了试验器中流场的旋涡运动情况。实验结果表明,随着主流速度的增加,旋涡脱落的频率相应升高。同时,对比压强测试结果与高速摄影结果,发现当旋涡脱落的频率接近实验器声场的某一阶固有频率时,就可能引起压强振荡,且两者频率的差值越小,压强振荡的振幅就越大。

关键词：声涡耦合障碍涡脱落冷流实验

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水下燃气射流流场数值研究

固体火箭技术 2009年第1期32卷 23-26页

作者：甘晓松贾有军鲁传敬曹嘉怡西北工业大学航天学院西安710072 中国航天科技集团公司四院四十一所西安710025 上海交通大学工程力学系上海200030

研究了固体火箭发动机水下燃气射流流场的复杂多相流问题。采用多相流M IXTURE模型,考虑了流体的可压缩性、粘性、重力作用、气水掺混效应和能量交换等各项因素。选取标准k-ε湍流模式,运用有限体积法对轴对称湍流射流流场进行数值模拟... 详细信息

研究了固体火箭发动机水下燃气射流流场的复杂多相流问题。采用多相流M IXTURE模型,考虑了流体的可压缩性、粘性、重力作用、气水掺混效应和能量交换等各项因素。选取标准k-ε湍流模式,运用有限体积法对轴对称湍流射流流场进行数值模拟。通过对无来流情况下湍流射流模拟,发现了燃气射流的颈缩、断裂和回击现象,并通过分析解释了产生这一现象的原因。计算了有来流情况下的射流流场,发现有来流情况下燃气射流没有断裂和回击现象。

关键词：固体火箭发动机燃气射流水下点火数值模拟

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固体火箭发动机延伸喷管展开动力学分析

推进技术 2008年第1期29卷 37-42页

作者：尤军峰校金友张铎甘晓松任全彬西北工业大学航天学院陕西西安710072 陕西动力机械研究所陕西西安710025

为获得延伸喷管展开特性参数,根据实际测得的延伸锥展开各种摩擦阻力之和,利用分析力学及数值分析有关理论对延伸喷管进行展开动力学分析与计算。计算得到的展开位移和试验测得的展开位移曲线吻合,展开时间和试验值相比误差仅为4.7%。... 详细信息

为获得延伸喷管展开特性参数,根据实际测得的延伸锥展开各种摩擦阻力之和,利用分析力学及数值分析有关理论对延伸喷管进行展开动力学分析与计算。计算得到的展开位移和试验测得的展开位移曲线吻合,展开时间和试验值相比误差仅为4.7%。分析计算对延伸喷管技术研究具有重要参考价值,为延伸喷管展开机构的改进提供了重要的理论依据。

关键词：固体推进剂火箭发动机延伸喷管数值仿真性能参数