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推力可调喉栓式固体火箭发动机瞬态特性研究
1
作者 李耿 武婷文 +2 位作者 王周成 李鑫 杨文婷 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第2期216-224,共9页
为了解推力可调喉栓式固体火箭发动机的瞬态特性,基于动网格技术建立了瞬态数值计算模型,编写相应用户自定义函数(UDF)程序,实现了喉栓的运动规律变化和推进剂燃速变化的情况下对入口质量流率的模拟,研究了喉栓调节过程对发动机瞬态特... 为了解推力可调喉栓式固体火箭发动机的瞬态特性,基于动网格技术建立了瞬态数值计算模型,编写相应用户自定义函数(UDF)程序,实现了喉栓的运动规律变化和推进剂燃速变化的情况下对入口质量流率的模拟,研究了喉栓调节过程对发动机瞬态特性的影响。结果表明:喉栓式固体火发动机燃烧室压强及推力的动态响应过程与喉栓工作状态、喉栓运动速度及喉栓运动行程密切相关;喉栓往复运动所能达到的瞬态值与单程运动达到的稳态值之间差距较大,推力的变化具有显著的负调特性,单程运动中的喉栓初始状态为关闭时,燃烧室压强及推力的响应时间不到初始开启状态的1/10;喉栓的移动速度会对燃烧室压强和推力的调节过程及响应时间产生影响,达到稳态后推力的调节比是一致的;随着喉栓行程的增加,发动机达到稳定状态的响应时间也随之增加,并且喉栓行程较大时的推力负调现象较为明显。 展开更多
关键词 喉栓 固体火箭发动机 瞬态仿真 动态响应 推力负调
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喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究 被引量：11
2
作者 李娟 李江 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2007年第3期154-157,160,共5页
对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计... 对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据。 展开更多
关键词 喉栓式固体火箭发动机 喷管效率 数值仿真
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固体火箭发动机喉径烧蚀率变化分析 被引量：1
3
作者 张楠 叶一帆 +2 位作者 潘迎 刘馨瑶 妙远洋 《弹箭与制导学报》 北大核心 2025年第1期108-114,共7页
固体火箭发动机喷管喉衬需要承受高温、高压燃气的烧蚀、冲刷,其喉径变化率在整个工作过程中极有可能是非线性的,目前国内外在喷管烧蚀方面研究主要集中在数值模拟分析及喷管本体烧蚀试验方面,缺乏对喷管烧蚀过程与发动机总体性能之间... 固体火箭发动机喷管喉衬需要承受高温、高压燃气的烧蚀、冲刷,其喉径变化率在整个工作过程中极有可能是非线性的,目前国内外在喷管烧蚀方面研究主要集中在数值模拟分析及喷管本体烧蚀试验方面,缺乏对喷管烧蚀过程与发动机总体性能之间联系的研究。文中基于差分进化算法和径向基函数神经网络,建立了一种基于固体火箭发动机试验测试曲线的发动机喷管喉径烧蚀率计算方法。基于固体火箭发动机地面静止试验结果,获得了发动机喷管喉径烧蚀率随发动机工作时间的变化曲线。研究结果表明,发动机喷管喉径烧蚀率在发动机工作前期较小,随着发动机工作时间增长而逐渐增大,喉径在发动机工作过程中会逐渐升温,从而导致喉衬烧蚀率逐渐增大,在一段时间后喉衬温度变化趋于稳定,喉衬烧蚀率保持在0.2 mm/s,而随着喉衬表层烧蚀完毕后底层漏出,烧蚀率又会逐渐升高。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喷管 喉径 烧蚀率
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喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性 被引量：11
4
作者 武渊 何国强 +2 位作者 孙立刚 孙展鹏 苏建河 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期511-513,共3页
发展了一套电动伺服驱动的喉栓式变推力固体火箭发动机试验系统,研制了喉栓式变推力固体火箭发动机,进行了喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性试验。试验研究表明,耐烧蚀喉栓的轴向运动可实时调节发动机内弹道特性,目前已实现压... 发展了一套电动伺服驱动的喉栓式变推力固体火箭发动机试验系统,研制了喉栓式变推力固体火箭发动机,进行了喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性试验。试验研究表明,耐烧蚀喉栓的轴向运动可实时调节发动机内弹道特性,目前已实现压强的四级调节;发动机内弹道变化相对喉栓运动有一定延迟,但其延迟可为工程所接受。 展开更多
关键词 喉栓式变推力固体火箭发动机 内弹道 电伺服系统 调节特性
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高燃温喉栓式变推力固体火箭发动机试验 被引量：15
5
作者 王佳兴 魏志军 王宁飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期89-92,共4页
为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调... 为研究高燃温推进剂下喉栓式固体火箭发动机推力控制,设计同轴式变推力固体火箭发动机试验系统,以混合式直线步进电机作为喉栓驱动系统,采用组合动密封方式,利用高燃温高压强指数推进剂进行点火试验,实现了燃烧室压强从12.1～2MPa的调节。试验结果发现喉栓头部烧蚀严重,对压强调节影响较大,针对喉栓烧蚀问题提出了减轻烧蚀思路,通过闭环控制方式控制喉栓运动,增加喉栓直径以及合理选择推进剂等可降低喉栓烧蚀,提高压强控制精度。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喉栓 变推力 高燃温
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喉栓式变推力固体火箭发动机压强控制模型分析 被引量：3
6
作者 成沉 鲍福廷 +1 位作者 刘旸 许昊 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期748-752,共5页
针对喉栓式变推力固体火箭发动机气动控制过程,用控制工程的方法将喉面-压强响应系统近似为一阶线性系统,建立了系统传递函数。用传递函数中决定响应速度的时间常数对影响压强响应的因素进行了分析,得到了发动机设计参数对压强响应的影... 针对喉栓式变推力固体火箭发动机气动控制过程,用控制工程的方法将喉面-压强响应系统近似为一阶线性系统,建立了系统传递函数。用传递函数中决定响应速度的时间常数对影响压强响应的因素进行了分析,得到了发动机设计参数对压强响应的影响规律。考虑线性化带来的误差,对传递函数进行了线性修正,用修正后的传递函数对采用开环控制的发动机系统压强响应进行求解,得到了压强响应曲线的近似解析解及理论响应时间,并分析了压强响应速度相对于喉栓作动速度的延迟。该求解办法可指导试验设计并提供快速有效的工程估算方法。 展开更多
关键词 喉栓 固体火箭发动机 压强响应
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喉栓式推力可调固体火箭发动机动态响应特性数值分析 被引量：12
7
作者 李娟 王占利 +1 位作者 郑凯 李江 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期48-52,共5页
基于ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的N-S方程,利用动网格方法适应边界移动,对喉栓式推力可调固体火箭发动机在推力调节过程中发动机的内流场进行了非稳态数值模拟,分析了喉栓运动速度、发动机自由容积对推力调节性能的影响规... 基于ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的N-S方程,利用动网格方法适应边界移动,对喉栓式推力可调固体火箭发动机在推力调节过程中发动机的内流场进行了非稳态数值模拟,分析了喉栓运动速度、发动机自由容积对推力调节性能的影响规律,揭示了喉栓式发动机推力调节过程中发动机的动态响应特性。所得结论可为喉栓式推力可调发动机的设计、试验提供依据。 展开更多
关键词 喉栓式推力可调固体火箭发动机 动态响应特性 动网格 非稳态 数值分析
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变推力固体火箭发动机喉栓烧蚀试验研究 被引量：10
8
作者 周战锋 胡春波 +2 位作者 李江 魏祥庚 刘泽祥 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期163-166,170,共5页
针对三维C/C和钨渗铜两种不同材质,开展了发动机喉栓的静态烧蚀及动态烧蚀研究,揭示了静态和互变条件下喉栓发动机的烧蚀规律。试验结果表明,高压静态条件与互变过程相比,喉栓烧蚀率有明显差别,高压静态比互变过程烧蚀更严重,互变过程... 针对三维C/C和钨渗铜两种不同材质,开展了发动机喉栓的静态烧蚀及动态烧蚀研究,揭示了静态和互变条件下喉栓发动机的烧蚀规律。试验结果表明,高压静态条件与互变过程相比,喉栓烧蚀率有明显差别,高压静态比互变过程烧蚀更严重,互变过程引起的热环境变化没有造成烧蚀异常增大。因此,在工程中可采用高压静态烧蚀试验来考核喉栓材料,简化试验系统;在文中试验条件下,钨渗铜喉栓最大径向烧蚀率为0.085 mm/s,三维编织C/C材料最大径向烧蚀率为0.545 mm/s,钨渗铜比C/C材料更适用于喉栓;发动机非轴对称结构、粒子冲刷和沉积现象对烧蚀影响较大,采用同轴结构可改善流动的对称性,有利于进一步研究其他因素对烧蚀的影响。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 推力调节 喉栓 烧蚀
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非同轴式喉栓变推力固体发动机试验 被引量：15
9
作者 王毅林 何国强 +1 位作者 李江 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期43-46,共4页
设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;... 设计了非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统,进行了变推力原理性试验研究。解决了试验中出现的喉栓结构完整性问题;基于内弹道计算,分析了喉栓变推力固体发动机的压强特性;通过喉栓不同运动过程的试验,开展了喉栓发动机压强特性研究;通过试验结果的对比分析,发现了影响发动机压强爬升的主要因素。试验验证了喉栓式变推力固体发动机的原理可行,以及所设计的非同轴式喉栓变推力固体发动机试验系统可行,满足试验研究需求。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 变推力 喉栓 试验
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喉栓式固体轨控发动机单阀推力偏差不确定性分析 被引量：3
10
作者 张德权 贾军凯 +3 位作者 武泽平 王东辉 牛禄 周伟华 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期498-506,共9页
喉栓式固体姿轨控发动机推力精确调控能力直接关系到飞行器姿态和轨道控制精度,几何参数、物性参数和环境参数等不确定性因素会引起发动机实际推力与名义推力的偏差,影响其推力调控精度。为研究不确定性因素在发动机推力调控中产生的影... 喉栓式固体姿轨控发动机推力精确调控能力直接关系到飞行器姿态和轨道控制精度,几何参数、物性参数和环境参数等不确定性因素会引起发动机实际推力与名义推力的偏差,影响其推力调控精度。为研究不确定性因素在发动机推力调控中产生的影响,结合数值仿真和不确定性分析理论,对喉栓式轨控发动机推力偏差进行不确定性分析。建立轨控发动机单阀推力仿真模型,进而考虑参数不确定性计算推力偏差不确定性响应。根据输入不确定性参数和推力偏差响应样本,构造轨控发动机单阀推力偏差的Kriging模型并评估其精度。在此基础上,采用蒙特卡洛模拟法(MCS)计算单阀推力偏差的概率统计特性,实现固体轨控发动机推力偏差不确定性分析,与直接调用仿真模型的MCS方法相比,大幅减少计算耗时,为工程研究人员提供一种高效可行的发动机推力偏差不确定性分析方法和思路。 展开更多
关键词 轨控发动机 喉栓式燃气阀 推力偏差 KRIGING模型 不确定性分析
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喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟 被引量：14
11
作者 滑利辉 田维平 +1 位作者 甘晓松 武渊 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期344-349,共6页
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... 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。 展开更多
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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固体火箭发动机喉衬材料 被引量：47
12
作者 宋桂明 周玉 +1 位作者 王玉金 雷廷权 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1998年第2期51-55,61,共6页
介绍和综述了固体火箭发动机喉衬用主要材料，包括难熔金属、石墨、碳／碳复合材料、陶瓷材料等，并比较了其优缺点及运用范围，给出了这些材料的热震与烧蚀性能的一些研究进展．
关键词 固体火箭发动机 喷管喉部 烧蚀 喉衬材料
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非同轴式喉栓变推力发动机压强响应分析 被引量：13
13
作者 魏祥庚 何国强 +1 位作者 李江 周战锋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第4期409-412,共4页
设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验。通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由... 设计了非同轴式喉栓固体变推力发动机实验系统,进行了变推力原理性实验。通过对发动机自由容积、喉栓运动、气缸能否一次完全将喉栓送到位、等效喉部结构、推进剂配方对变推力过程中压强响应影响的实验及分析,基本确定了压强响应慢是由于推进剂的动态响应慢造成的。利用成熟配方的低压强指数推进剂进行了压强双峰响应实验研究。研究结果表明,压强峰的下降响应要高于上升响应。研究结果为非同轴喉栓变推力发动机响应特性分析提供了依据。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 推力调节 实验 喉栓
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喉栓式变推力发动机性能研究 被引量：29
14
作者 李娟 李江 +1 位作者 王毅林 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期505-509,共5页
利用建立的等效喉部面积计算方法,确定了喉栓式变推力发动机中喉栓构型、喉栓位置、喉部面积之间的重要关系,比较了不同构型发动机推力调节性能的差异。针对喉栓介入后发动机内复杂波系、流动分离等非传统流动现象开展稳态数值模拟,预... 利用建立的等效喉部面积计算方法,确定了喉栓式变推力发动机中喉栓构型、喉栓位置、喉部面积之间的重要关系,比较了不同构型发动机推力调节性能的差异。针对喉栓介入后发动机内复杂波系、流动分离等非传统流动现象开展稳态数值模拟,预示了变推力过程中发动机的整体性能;并将计算的稳态平衡压强、推力与原理样机的试验数据进行了对比,结果较为一致,验证了变推力的可行性和数值模型的有效性。所得结论可为变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据。 展开更多
关键词 变推力 固体火箭发动机 等效喉部面积 内流场 数值模拟
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固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究 被引量：32
15
作者 屠秋野 陈玉春 +2 位作者 苏三买 蔡元虎 蹇泽群 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期317-319,345,共4页
建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气... 建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。 展开更多
关键词 固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机 设计状态 非设计状态 数学模型
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固体火箭发动机喉衬流场及热结构耦合分析 被引量：18
16
作者 张晓光 王长辉 +1 位作者 刘宇 任军学 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期579-583,共5页
为了准确预示固体火箭发动机喉衬在燃气环境中的烧蚀传热及热结构行为,建立了基于FLUENT流体计算软件和ANSYS结构分析软件的流场及热结构耦合分析模型。由FLUENT采用整场离散、整场求解的方法进行流固耦合烧蚀传热模拟,得到的压强及温... 为了准确预示固体火箭发动机喉衬在燃气环境中的烧蚀传热及热结构行为,建立了基于FLUENT流体计算软件和ANSYS结构分析软件的流场及热结构耦合分析模型。由FLUENT采用整场离散、整场求解的方法进行流固耦合烧蚀传热模拟,得到的压强及温度分布导入ANSYS进行结构分析,实现了流场与烧蚀传热的双向耦合以及流场、热到结构的单向耦合。算例结果表明,在发动机工作过程中,喉衬内壁对流换热系数因壁温升高而逐渐降低;内壁温度及烧蚀率遵循内壁热流密度的分布规律,在喉部上游达到峰值;喉部区域对流换热严重,固相材料温度梯度高,是应力集中区。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喉衬 流场及热结构耦合 烧蚀
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固体火箭发动机气动喉部非定常过程 被引量：10
17
作者 谢侃 王一白 刘宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期103-108,共6页
利用流体计算软件FLUENT,通过UDF编程对气动喉部调节固体火箭发动机推力的典型工作过程进行了数值模拟。对推力调节过程中的瞬态轴对称燃烧室流场进行了分析,得到了压强-时间曲线。分析了发动机空腔容积、二次流喷射角度对推力响应特性... 利用流体计算软件FLUENT,通过UDF编程对气动喉部调节固体火箭发动机推力的典型工作过程进行了数值模拟。对推力调节过程中的瞬态轴对称燃烧室流场进行了分析,得到了压强-时间曲线。分析了发动机空腔容积、二次流喷射角度对推力响应特性的影响,并得到了典型的推力-二次流总压调节特性曲线。其研究结果可为利用气动喉部技术的变推力发动机设计提供一定依据。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 气动喉部 二次流 非定常 数值仿真
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固体火箭发动机喷管喉部凝相颗粒粒度分布实验 被引量：5
18
作者 张胜敏 胡春波 +1 位作者 夏盛勇 李佳明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期245-248,共4页
设计了一种新的收集固体火箭发动机喷管凝相颗粒的实验装置,针对典型的HTPB复合推进剂,开展了喷管喉部凝相颗粒的收集实验和粒度分析,研究了燃烧室压强和收敛角度对喷管喉部颗粒粒度分布的影响规律。研究结果表明,喷管喉部的凝相颗粒在0... 设计了一种新的收集固体火箭发动机喷管凝相颗粒的实验装置,针对典型的HTPB复合推进剂,开展了喷管喉部凝相颗粒的收集实验和粒度分析,研究了燃烧室压强和收敛角度对喷管喉部颗粒粒度分布的影响规律。研究结果表明,喷管喉部的凝相颗粒在0.27～50μm之间都有颗粒存在,凝相颗粒主要集中在0.3～15μm之间,粒径大于15μm的颗粒较少;燃烧室压强对颗粒粒径有较大影响,随着燃烧室压强的升高,凝相颗粒粒径变小,粒度分布更为集中;燃烧室压强相同的条件下,收敛角度对喷管喉部的凝相颗粒粒度分布影响较小。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喷管喉部 凝相颗粒 粒子收集 粒度分布
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固体火箭发动机气动喉部的推力调控特性 被引量：4
19
作者 谢侃 李博 +1 位作者 郭常超 王宁飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期194-199,共6页
为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷... 为了研究固体火箭发动机气动喉部推力调节的一般规律,利用氮气作为介质对气动喉部喷管进行了冷流实验研究。研究了该种喷管的扼流性能,二次流嘴的面积、个数对其扼流性能的影响以及空腔容积与喷管压强调节时间的关系。掌握了气动喉部喷管的有效喉部面积随流量比变化的一般规律。结果表明,二次流与主流流量比越大,气动喉部面积越小。小的面积比具有更高的扼流性能,而当流量比大于0.4时,面积比对扼流性能无明显影响。空腔体积越小压强调节时间越短。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 气动喉部 二次流 冷流实验
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固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟 被引量：8
20
作者 谢侃 王一白 刘宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期56-60,共5页
本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气... 本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气动喉部的流场特征,结果表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能;由此归纳出增强气动喉部对主流扼流能力的两种主要机制,即增加挤压和流阻。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 气动喉部^+ 二次流 两相流^+ 数值仿真
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