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HTPB推进剂装药工艺研究及力学性能预测

推进技术 2024年第5期45卷 176-186页

作者：秦鹏举侯晓张翔宇程吉明宋学宇程书杨琨西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室陕西西安710072 中国航天科技集团有限公司北京100048 西安航天动力技术研究所固体推进全国重点实验室陕西西安710025

固体发动机药柱成型过程中,制造工艺对推进剂力学性能有很大影响,通过对130组推进剂装药工艺参数及其力学性能研究,确定了装药过程的工艺参数波动情况;基于多元线性回归分析方法,获得了影响推进剂力学性能的关键工艺参数;以关键工艺参... 详细信息

固体发动机药柱成型过程中,制造工艺对推进剂力学性能有很大影响,通过对130组推进剂装药工艺参数及其力学性能研究,确定了装药过程的工艺参数波动情况;基于多元线性回归分析方法,获得了影响推进剂力学性能的关键工艺参数;以关键工艺参数为输入,建立了BP神经网络并对推进剂的力学性能进行预测。研究结果表明,16个工艺参数对推进剂力学性能有不同程度的影响,其中固化参数、混合时间、混合温度、硫化时间、混合物相对湿度、混合压强等6个关键工艺参数对推进剂常温的力学性能有显著影响;以关键工艺参数及对应推进剂力学性能为依据,建立BP神经网络能够准确地对推进剂的力学性能进行预测,最大抗拉强度的平均误差为4.08%,最大伸长率的平均误差为3.54%。

关键词： HTPB推进剂力学性能关键工艺神经网络性能预测

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火箭基组合循环发动机热结构技术研究进展

航空学报 2024年第11期45卷 66-83页

作者：秦飞赵征何国强景婷婷孙星魏祥庚西北工业大学航天学院西安710072 固体推进全国重点实验室西安710072

宽速域、大空域、高比冲的火箭基组合循环发动机作为实现未来水平起降可重复使用天地往返运输系统、临近空间高速飞行平台等新型空天飞行器的主要动力系统之一,近年在宽域燃烧组织、模态过渡控制、高效热防护等关键技术方面取得了诸多进... 详细信息

宽速域、大空域、高比冲的火箭基组合循环发动机作为实现未来水平起降可重复使用天地往返运输系统、临近空间高速飞行平台等新型空天飞行器的主要动力系统之一,近年在宽域燃烧组织、模态过渡控制、高效热防护等关键技术方面取得了诸多进展,但在发动机热结构技术方面,由于新型空天飞行器要求动力系统工作速域更宽、结构系数更低,而发动机热结构设计面临宽域飞发任务耦合特性强、时空非均匀力热环境复杂、薄壁结构轻量化难度大、多次重复使用等难题,因此,必须一方面通过飞发总体参数匹配研究确定合理的发动机热结构指标约束,另一方面多角度提升发动机热结构设计水平和指标能力边界。首先,将国外以典型火箭基组合循环发动机为动力的空天飞行器作为对象,分析了入轨方式对动力系统热结构指标需求的影响规律,并梳理了GTX、Strutjet两款典型发动机的热防护与热结构方案,进而通过发动机燃烧组织与热环境分布特征分析,介绍了主被动结构热防护、高温结构可变可调、结构重复使用与健康管理三类关键技术的研究进展。

关键词：空天飞行器火箭基组合循环发动机主动热防护轻质热结构可重复使用

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航行体水下发射过程气幕降载特性

上海交通大学学报 2024年第2期58卷 211-219页

作者：施瑶鲁杰文杜晓旭高山任锦毅西北工业大学航海学院无人水下运载技术重点实验室西安710072

水下发射过程中在筒口附近形成气幕通道,可有效降低航行体出筒过程中表面高频脉动载荷.基于流体体积(VOF)均质多相流理论、标准的RNG k-ε湍流模型及重叠网格技术,研究筒口气幕对航行体表面脉动载荷的影响规律,分析气幕环境下的流场结... 详细信息

水下发射过程中在筒口附近形成气幕通道,可有效降低航行体出筒过程中表面高频脉动载荷.基于流体体积(VOF)均质多相流理论、标准的RNG k-ε湍流模型及重叠网格技术,研究筒口气幕对航行体表面脉动载荷的影响规律,分析气幕环境下的流场结构及流体动力演变特性,对比不同横流强度、燃气质量流率下气幕流场结构演变和出筒降载效果.结果表明,航行体出筒过程中,喷嘴喷出的高速燃气近似覆盖了航行体表面,并逐渐在发射筒口周围形成一个气体通道,显著降低了航形体表面载荷;有气幕条件下,航行体所受力矩与表面载荷均出现明显降低,其中所受力矩峰值降低了80.3%,航行体表面压力峰值最大降低了81.2%;提高横流速度,航行体表面压力峰值最大增加了56.7%;在质量流率由2 kg/s提高到16 kg/s时,航行体所受力矩降低了80.8%,表面压力峰值最大降低了82.8%.

关键词：航行体多相流脉动载荷气幕降载水动力特性

基于CST的三维机翼气动结构解析参数化建模与优化方法

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航空动力学报 2024年第4期39卷 65-74页

作者：杨予成粟华龚春林谷良贤丁轩鹤王子一西北工业大学航天学院陕西省空天飞行器设计重点实验室西安710072

针对概念设计阶段机翼设计需要大范围探索设计空间并进行气动结构一体化设计的需求,提出一种基于类别/形状变换函数(class-shape function transformation,CST)的三维机翼气动结构解析参数化建模与优化方法。在二维CST基础上,推导三维CS... 详细信息

针对概念设计阶段机翼设计需要大范围探索设计空间并进行气动结构一体化设计的需求,提出一种基于类别/形状变换函数(class-shape function transformation,CST)的三维机翼气动结构解析参数化建模与优化方法。在二维CST基础上,推导三维CST参数化几何模型的解析函数形式,通过网格自适应离散与结构特征提取技术建立了三维机翼的气动和结构解析参数化模型,能够同时支持包括机翼几何构型、结构布局、结构尺寸、材料属性等参数的气动结构一体化快速建模与优化求解,具备几何模型大范围参数化以及气动、结构模型的建模过程自动化能力。采用该方法对某大展弦比机翼开展气动结构一体化优化设计,对比固定结构布局优化方案,优化结果梁由2个减至1个,翼肋由20个减至15个,质量相比减少26.1%。

关键词：几何建模解析参数化建模类别/形状变换函数机翼设计气动弹性优化

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航天结构空间组装动力学与控制研究进展

力学进展 2024年第2期54卷 344-390页

作者：吴志刚蒋建平邬树楠李庆军王兴谭述君邓子辰中山大学航空航天学院工业装备结构分析优化与CAE软件全国重点实验室西北工业大学航空学院

空间组装是建造空间站、大型卫星天线、大口径空间望远镜、空间太阳能电站等大型和超大型航天结构的重要手段.然而,航天结构组装过程将面临构型增长、参数变化、轨道-姿态-结构耦合、接触碰撞等复杂的动力学与控制问题,给精准、高效、... 详细信息

空间组装是建造空间站、大型卫星天线、大口径空间望远镜、空间太阳能电站等大型和超大型航天结构的重要手段.然而,航天结构组装过程将面临构型增长、参数变化、轨道-姿态-结构耦合、接触碰撞等复杂的动力学与控制问题,给精准、高效、稳定完成组装任务带来挑战.本文介绍了大型航天结构的动力学建模方法、超大型航天结构特殊的动力学现象、航天结构空间组装过程的动力学建模研究现状;综述了航天结构在轨运行阶段的控制方法、空间组装过程的组装序列规划方法、姿态控制与振动抑制方法研究进展;总结了航天结构组装过程动力学与控制地面模拟试验中的重力卸载、缩比模型设计与试验、非线性与不确定性试验等关键技术.最后,面向未来千米量级超大型航天结构空间组装需求,针对组装过程中结构尺寸、质量和力学参数跃变等特性提出了当前研究工作中亟须解决的几类动力学与控制问题.

关键词：大型航天结构超大型航天结构航天器动力学航天器控制空间组装地面模拟试验

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基于端壁L形凹槽的扩压叶栅角区分离控制

航空学报 2024年第10期45卷 82-110页

作者：王博吴艳辉黄令举王子胥西北工业大学动力与能源学院西安710129 陕西省航空发动机内流动力学重点实验室西安710129

为了解决用于控制压气机角区分离的旋涡发生器技术存在的不足,以高速扩压叶栅为研究对象,深入探究了利用端壁L形凹槽结构产生的流向涡抑制压气机角区分离的流动控制策略。首先,通过引入标准造型空间和函数叠合思想,为端壁L形凹槽结构发... 详细信息

为了解决用于控制压气机角区分离的旋涡发生器技术存在的不足,以高速扩压叶栅为研究对象,深入探究了利用端壁L形凹槽结构产生的流向涡抑制压气机角区分离的流动控制策略。首先,通过引入标准造型空间和函数叠合思想,为端壁L形凹槽结构发展了一种便捷且通用的参数化建模方法,并基于该方法开展了端壁L形凹槽的优化设计。通过比较原型叶栅和最优方案的流场仿真结果发现:端壁L形凹槽可以通过其产生的槽道分离涡来有效阻挡横向二次流,切断端壁低能流体向角区的供应,从而显著缓解角区反流、阻止角区分离伴生旋涡的形成,能够在宽广的攻角范围内显著改善叶栅的气动性能。对比不同Pareto最优方案的计算结果发现:槽道分离涡的旋涡强度决定了凹槽对横向二次流的控制效果以及引入附加流动损失和堵塞效应的严重程度,这是影响流动控制效果的关键因素。然后,将基于Sobol指标法的灵敏度分析方法与控制变量法相结合分析了设计参数对端壁L形凹槽流动控制效果的影响。结果表明:凹槽切向位置、凹槽深度、上游凹槽宽度和上游凹槽长度对凹槽的流动控制效果影响较为显著;其中凹槽切向位置主要影响槽道分离涡距离吸力面角区的远近,而后三者则主要影响槽道分离涡的旋涡强度。最后,基于以上分析,总结了端壁L形凹槽的设计参数选取原则。

关键词：扩压叶栅角区分离端壁L形凹槽槽道分离涡设计参数

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均匀旋转对圆柱水动力及流动结构的影响

力学学报 2024年第4期56卷 928-942页

作者：刘天羽胡海豹宋健任峰西北工业大学航海学院西安710072 河南省水下智能装备重点实验室郑州450015

基于格子Boltzmann方法 (LBM)对均匀旋转控制下的低雷诺数(Re=100)圆柱绕流问题进行了数值模拟,得到了转速比从0~10变化下,旋转控制对圆柱水动力及流动结构的影响规律.使用动态模态分解(DMD)对流场特征进行提取,并分析了施加旋转控制之... 详细信息

基于格子Boltzmann方法 (LBM)对均匀旋转控制下的低雷诺数(Re=100)圆柱绕流问题进行了数值模拟,得到了转速比从0~10变化下,旋转控制对圆柱水动力及流动结构的影响规律.使用动态模态分解(DMD)对流场特征进行提取,并分析了施加旋转控制之后转速比对流场不同模态和增长率的影响.结果表明,随着转速比增大,圆柱下游流动结构依次呈现出卡门涡街、剪切层、反向剪切层、单侧涡和附着涡5种结构;阻力系数时均值先减小,随后在转速进入单侧涡区间后增大,升力系数与力矩系数的时均值均单调增加,同时,在出现涡脱落的两个转速区间内,水动力出现了明显的波动,且二次失稳时波动幅度更大. DMD的结果表明,圆柱下游的流动结构主要受圆柱壁面的旋转影响而发生改变并产生全新流动模态;旋转会对流动稳定性产生影响:在未充分发展阶段,旋转对流动稳定性的影响不显著,而在充分发展后,各转速下的流场不稳定模态数均远少于未充分发展阶段,随着转速比的增大,流动稳定性会产生不同程度的增强或减弱,且无涡脱落时的稳定性高于有涡脱落时,因此,通过旋转控制抑制尾涡脱落可以有效增强流动的稳定性.

关键词：圆柱绕流旋转控制格子Boltzmann方法动态模态分解流动稳定性

氧化剂燃气来流下TAGN富燃料掺混燃烧特性

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固体火箭技术 2024年第3期47卷 302-309页

作者：王立民张宇张微萌刘殊远丁妍雨夏智勋胡松启国防科技大学高超声速技术实验室长沙410073 内蒙动力机械研究所呼和浩特010011 西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室西安710072 中国航天科工集团有限公司六院210所西安710065

在新型氧/燃分离式组合固体发动机中,氧化剂燃气来流工况对富燃料掺混燃烧特性具有重要影响。为揭示氧化剂来流下富燃料掺混燃烧特性,基于课题组前期建立的氧化剂/富燃料掺混燃烧反应详细机理,构建了新型氧/燃分离式组合固体发动机二维... 详细信息

在新型氧/燃分离式组合固体发动机中,氧化剂燃气来流工况对富燃料掺混燃烧特性具有重要影响。为揭示氧化剂来流下富燃料掺混燃烧特性,基于课题组前期建立的氧化剂/富燃料掺混燃烧反应详细机理,构建了新型氧/燃分离式组合固体发动机二维稳态燃烧模型。通过数值仿真分析,获得了不同来流温度和马赫数下,高氯酸铵(AP)氧化剂燃气对硝酸三氨基胍(TAGN)富燃料掺混燃烧特性的影响。结果表明,随着AP燃气来流的初温升高,沿流动方向的混合效果变强,而沿径向方向的混合效果变差,TAGN富燃料前端传热系数有所提升,燃面平均退移速率出现小幅下降;增大AP燃气来流马赫数,显著强化了AP和TAGN的掺混和传热过程,提高了TAGN燃气和AP燃气之间的反应速率,燃面平均退移速率显著增大。

关键词：氧/燃分离式组合固体发动机详细反应机理掺混燃烧混合效应

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表面粗糙度对气膜冷却的影响机理研究

航空学报 2024年

作者：姚春意张正朱惠人西北工业大学动力与能源学院西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室

为深入探讨表面粗糙度对气膜冷却性能的影响及其机理，本研究提出了一种随机粗糙度生成方法，并利用低速风洞实验与数值模拟相结合的手段，获得了后倾扇形孔下游光滑面与粗糙面上的冷却效率云图分布及流场数据。实验中主流速度设定为20... 详细信息

为深入探讨表面粗糙度对气膜冷却性能的影响及其机理，本研究提出了一种随机粗糙度生成方法，并利用低速风洞实验与数值模拟相结合的手段，获得了后倾扇形孔下游光滑面与粗糙面上的冷却效率云图分布及流场数据。实验中主流速度设定为20m/s，吹风比分别为1.0、2.0与3.0。结果表明吹风比越大，增大粗糙度对主流区域的对涡结构影响越小，在所有工况下增大粗糙度都显著提高了壁面附近的速度波动，同时诱发了数量较多的漩涡，进而增强了冷气与主流的掺混过程。表面粗糙度对孔下游无量纲温度分布特征的影响在吹风比较小时较为显著，且粗糙度的影响沿流向逐渐增强。在低吹风比时，粗糙度增强了冷气的耗散，导致冷却效率降低约15%，而在高吹风比时，粗糙度引起的冷气扩散效应占据主导，使冷却效率提高约20%。

关键词：粗糙度后倾扇形孔气膜冷却冷却效率压力敏感漆