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针栓式变推力固体火箭发动机中针栓所受载荷

航空动力学报 2024年第7期39卷 263-273页

作者：武婷文王健儒白彦军张璞西安航天动力技术研究所西安710025 航天动力技术研究院西安710025

为研究不同因素对针栓式变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响,探究其控制性能,采用数值仿真的方法,对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究.结果表明:针栓式变推力固体火箭... 详细信息

为研究不同因素对针栓式变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响,探究其控制性能,采用数值仿真的方法,对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究.结果表明:针栓式变推力固体火箭发动机的推力调节范围很大,针栓受力变化也大;针栓型面的改变对针栓载荷无显著影响,最大载荷下降28%;针栓尾部凹槽的设计可以在较大程度上平衡针栓载荷,最大载荷下降56%;针栓阀体导流槽的设计对于针栓所受载荷的降低有显著作用,最大载荷下降91%,大大增强了针栓式变推力固体火箭发动机的控制性能.

关键词：针栓固体火箭发动机载荷分析针栓型面凹槽平衡导流槽设计

延伸段压强分布对双钟形喷管模态转换速率的影响机理

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固体火箭技术 2024年第1期47卷 44-53页

作者：刘亚洲李钰航胡海峰杨建文西安航天动力研究所西安710100

为揭示延伸段压强分布对双钟形喷管模态转换过程的影响机理,采用仿真、试验和理论分析并举的方法,对不同延伸段压强分布的双钟形喷管的模态转换过程开展了研究。结果表明:当实际工作落压比大于最大理论分离落压比时,分离点在非负压强梯... 详细信息

为揭示延伸段压强分布对双钟形喷管模态转换过程的影响机理,采用仿真、试验和理论分析并举的方法,对不同延伸段压强分布的双钟形喷管的模态转换过程开展了研究。结果表明:当实际工作落压比大于最大理论分离落压比时,分离点在非负压强梯度的延伸段型面上稳定存在的落压比平衡条件被打破,故其模态转换过程随分离点的移动快速进行。同时,因落压比失衡机制的存在,快速模态转换构型在正/逆转换间存在迟滞现象。顺压梯度延伸段型面则能够满足分离点稳定存在所需的工况平衡条件,故模态转换过程缓慢,且在此过程中并无迟滞现象的出现。

关键词：双钟形喷管延伸段型面流动分离模态转换迟滞现象

基于Omega涡识别理论的自适应空化流动模型

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推进技术 2024年第2期45卷 73-85页

作者：屈念冲许开富项乐林荣浩党枭睿西安航天动力研究所陕西西安710100 西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100

液体火箭发动机涡轮泵内存在多种空化类型,其发生机理有所不同,现有数值计算方法通常采用同一套模型预测所有类型空化,导致预测精度不足。为提高复杂空化流动的计算精度,提出了自适应空化流动模型。基于先进的Omega涡识别理论和ZGB空化... 详细信息

液体火箭发动机涡轮泵内存在多种空化类型,其发生机理有所不同,现有数值计算方法通常采用同一套模型预测所有类型空化,导致预测精度不足。为提高复杂空化流动的计算精度,提出了自适应空化流动模型。基于先进的Omega涡识别理论和ZGB空化模型建立了相变系数自适应调整方法,以涡轮泵内两种典型空化(附着空化和泄漏涡空化)为对象,利用翼型实验对模型进行了验证。首先对比了几种涡识别方法的差异,发现Omega方法对阈值不敏感且物理意义明确,适合作为相变系数的取值依据;分析了相变系数对附着空化和泄漏涡空化的影响规律及两种典型空化的形成机理。结果表明:自适应模型相比ZGB模型,对泄漏涡空化的预测精度在大间隙下提升了约181%,小间隙提升了约27%,对附着空化的预测更接近实验结果;附着空化是吸力面脱落涡形成的原因,间隙泄漏流场的涡带和剪切层空化是由间隙泄漏涡和分离涡共同作用形成的。

关键词：空化模型 Omega涡识别相变系数附着空化叶顶间隙泄漏涡空化

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硼基粉末燃料冲压发动机掺混燃烧特性研究

固体火箭技术 2024年第3期47卷 293-301页

作者：杜鑫磊何景轩黄礼铿董新刚杨玉新张璞西安航天技术动力研究所西安710025

针对硼基粉末燃料冲压发动机超声速燃烧组织难题,建立气-固两相掺混燃烧方法,开展典型工况(26 km,Ma=6.0)的数值仿真研究,得到了发动机燃烧室内的流动燃烧特性,仿真分析了粉末燃料喷注速度、燃料颗粒粒径以及凹腔结构对燃烧室内气-固两... 详细信息

针对硼基粉末燃料冲压发动机超声速燃烧组织难题,建立气-固两相掺混燃烧方法,开展典型工况(26 km,Ma=6.0)的数值仿真研究,得到了发动机燃烧室内的流动燃烧特性,仿真分析了粉末燃料喷注速度、燃料颗粒粒径以及凹腔结构对燃烧室内气-固两相掺混燃烧情况的影响。结果表明:粉末燃料点火温度是影响燃料掺混燃烧效率的关键因素,当粉末喷注于气相燃烧高温区时,可显著提高燃烧效率;合理的喷注速度有利于增强颗粒与燃气和来流的掺混程度,使得颗粒燃烧更充分;当颗粒粒径从5μm提高至20μm时,射流穿透深度显著增加,粒径5μm时粉末燃烧效率最高,随着粒径增大颗粒点火的难度提高,不利于燃料充分燃烧释热;凹腔结构形成的回流区可以形成较好的点火区域,对于粉末燃料及富燃燃气和超声速来流的掺混起到较好的增益效果,有利于提高燃烧效率。

关键词：粉末燃料冲压发动机硼基粉末燃料燃烧组织掺混燃烧凹腔结构数值模拟

全球最大推力、首型全固体捆绑式运载火箭成功首飞

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固体火箭技术 2024年第1期47卷 1-3页

作者：丁淼白彦军晁侃西安航天动力技术研究所西安710025

2024年1月11日,全球起飞推力最大的固体运载火箭、中国乃至世界首型全固体捆绑(固体芯级+固体助推动力)运载火箭(表1)——“引力一号”在山东海阳附近海域顺利升空,成功将云遥一号第18~20号卫星送入预定轨道(图1)。此次“引力以一号”... 详细信息

2024年1月11日,全球起飞推力最大的固体运载火箭、中国乃至世界首型全固体捆绑(固体芯级+固体助推动力)运载火箭(表1)——“引力一号”在山东海阳附近海域顺利升空,成功将云遥一号第18~20号卫星送入预定轨道(图1)。此次“引力以一号”火箭首飞成功,全面检验并考核了捆绑式运载火箭构型下固体发动机的强适应、高可靠和易用性,对进一步扩充我国中低轨卫星多样化、规模化发射能力和拓展我国运载火箭型谱、推动空间科学发展具有重大意义,标志着固体动力在宇航和商业航天运载领域的应用拓展取得了新的突破。

关键词：预定轨道空间科学发射能力固体发动机运载火箭商业航天最大推力首飞

SiC-ZrC复相超高温陶瓷改性C/C复合材料的研究进展

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材料导报 2024年第3期38卷 80-89页

作者：张倩玮陈意高崔红吴小军西安航天复合材料研究所西安710025

SiC-ZrC复相超高温陶瓷改性C/C复合材料的制备工艺原理与单一陶瓷相改性C/C复合材料的工艺原理基本相同,但SiC-ZrC复相陶瓷具有耐高温、温域宽(1600~2500℃)、抗氧化、工艺适应性好等优点,在测试和应用中表现出优异的力学性能和抗烧蚀性... 详细信息

SiC-ZrC复相超高温陶瓷改性C/C复合材料的制备工艺原理与单一陶瓷相改性C/C复合材料的工艺原理基本相同,但SiC-ZrC复相陶瓷具有耐高温、温域宽(1600~2500℃)、抗氧化、工艺适应性好等优点,在测试和应用中表现出优异的力学性能和抗烧蚀性能,能够有效填补目前高温段热防护材料的空缺,因此已经成为C/C复合材料基体掺杂改性的重要选择,在航天飞行器防热领域极具应用潜力。本文针对C/C-SiC-ZrC复合材料的发展潜力和应用空间,从制备工艺、结构特征以及性能特点三个方面综述了C/C-SiC-ZrC复合材料当前的研究进展,分析了制备工艺对复合材料微结构和性能的影响规律,提出了基于工程应用C/C-SiC-ZrC防热材料的发展建议。

关键词： C/C复合材料 SiC-ZrC复相陶瓷基体改性

基于分数阶三参数模型的HTPB推进剂粘弹性力学响应分析

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固体火箭技术 2024年第2期47卷 173-180页

作者：梁渊哲任全彬何高让郜婕王新彤西安航天动力技术研究所西安710025 航天动力技术研究院西安710025

为拓展分数阶粘弹性模型在端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂中的应用,研究分数阶粘弹性模型预示推进剂频域下的动态模量变化。推导了三维下的分数阶三参数模型,并结合Grünwald-Letnikov定义编写UMAT子程序。为标定本构参数,推导了带有预加... 详细信息

为拓展分数阶粘弹性模型在端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂中的应用,研究分数阶粘弹性模型预示推进剂频域下的动态模量变化。推导了三维下的分数阶三参数模型,并结合Grünwald-Letnikov定义编写UMAT子程序。为标定本构参数,推导了带有预加载的蠕变、松弛响应的解析解,并采用遗传算法分别标定了0.4 MPa和0.6 MPa应力下蠕变实验以及10%和30%应变下松弛实验的本构参数。计算得到的有限元数值与解析解、解析解与实验值的时程相对误差均小于5%。采用分数阶三参数模型动态模量对-5、25、60℃下的动态力学实验(DMA)结果进行拟合得到本构参数,动态模量与实验结果误差小于2%,同时随着温度升高,本构参数均减小,体现出HTPB推进剂升温软化现象。结果表明,分数阶三参数模型能精确地描述不同温度下多种频率的HTPB推进剂模量变化,结合二次开发本构,可为后续HTPB推进剂复杂边界下的力学响应的研究提供材料本构模型。

关键词： HTPB推进剂 DMA实验 ABAQUS二次开发分数阶三参数模型遗传算法复模量

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超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀动态仿真

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固体火箭技术 2024年第2期47卷 164-172页

作者：廖栩锋田维平王健儒曹涛锋西安航天动力技术研究所西安710025 航天动力技术研究院西安710025

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的... 详细信息

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的合理性。以此状态结果为瞬态计算的初场,进行相应的化学烧蚀动态仿真计算。该喷管的矢量角放大系数在0.5 s仿真时间内因壁面退移减小了0.42%,对称面下侧分离线结构附近因燃气流动受阻成为喷管烧蚀最严重的位置,烧蚀率为0.074 5 mm/s。增大燃烧室压强或温度,会导致同周向位置的分离线后侧与前侧壁面烧蚀率比值减小。对于分离线附近型面变化较小处,压强5.5 MPa增加到7.5 MPa,该比值减小了10%,温度3200 K增加到3600 K减小了15%。

关键词：超音速分离线喷管化学烧蚀动网格数值仿真

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基于超声的标准发动机动态燃速测试技术

固体火箭技术 2024年第1期47卷 128-134页

作者：邱飞高永刚张荣闫磊西安航天动力测控技术研究所西安710025

以标准发动机的动态燃速测试技术为研究对象,应用超声测厚原理获取固定声速点火条件下的发动机动态燃速、压强数据;分析提出一种基于特征点的动态燃烧信号辨识方法,获取发动机点火过程中推进剂退移厚度与时间变化数据;通过试验的方法建... 详细信息

以标准发动机的动态燃速测试技术为研究对象,应用超声测厚原理获取固定声速点火条件下的发动机动态燃速、压强数据;分析提出一种基于特征点的动态燃烧信号辨识方法,获取发动机点火过程中推进剂退移厚度与时间变化数据;通过试验的方法建立常温状态不同压强下的声速校准模型,结合测试过程压强数据计算得到发动机点火过程中超声的实时声速,代入前期在固定声速条件下获取的推进剂退移厚度与时间数据中,通过求导获取点火过程中发动机的实时燃速。计算结果表明:基于超声的动态燃速测试方法能够实现整机的动态燃速测试,具有较高的时间分辨精度,其中基于超声的动态燃速测试燃烧时间与传统压强-时间曲线计算得到的燃烧时间误差为0.235%。此外,对比发动机点火后压强-时间与动态燃速-时间曲线发现,发动机建压完成后的动态燃速与压强曲线变化趋势呈一定相似性。

关键词：超声测试技术动态燃速标准发动机声速校准