内孔隔板脉冲固体火箭发动机流场分析

72 附录1

为了能够有效避免火灾中导弹固体火箭发动机着火爆炸的灾难发生、保存舰艇的生命力和战斗力,建立了一种舰载导弹固体火箭发动机烤燃过程的一维传热数学模型。该数学模型考虑了辐射换热、对流换热、导热和化学反应源项的作用。利用有限差分方法,通过数值计算得到了发动机的温度时间分布曲线、温度空间分布曲线和着火延迟时间。结果表明,火焰温度和火焰温升速率对发动机的着火延迟时间有显著影响;发动机的绝热层对外界火灾有好的隔热作用;快速热烤下,推进剂的着火首先发生在外表面上。

液体火箭发动机用过滤器是保持工质清洁,保证试验设备和发动机可靠工作的重要设备,合理的过滤器设计是保证液体火箭发动机发射成败与否的关键因素。因此,为了防止液体火箭发动机液路、气路等管路出现多余物影响发动机正常工作,根据发动机系统的要求设计了某过滤器,从理论上研究了其流阻特性,并开展了液流试验研究。通过对比分析,理论和试验结果表明,所设计的过滤器满足发动机系统的要求。

基于CFD的某运载火箭发动机燃料泵故障诊断分析

针对火箭发动机涡轮泵测速系统的特点,开发了多倍频分频技术和双阈值触发技术,保证了涡轮泵振动信号的同步、同相基整周期采集,同时消除了转速信号中的局部失真和尖脉冲干扰的影响,提高了转速测量的可靠性。火箭发动机试车实测表明,这两项技术是适用、有效的

以液体火箭发动机涡轮泵为研究对象,设计抗干扰滤波电路,将转速原始信号中高频干扰滤掉,将真实信号提取出来,并按照试验系统要求把输出信号变成方波,频率保持一致。与现有预处理仪的对比试验表明,设计的电路各项性能均优于现有预处理仪,可以应用到试车系统中。

为了提高求解多目标优化问题的pareto解集的效率,建立了适用于多维、多目标优化问题的多目标蚁群算法(multi-objectiveantcolonyalgorithm,简称maca)。该算法首先修正了蚁群算法的信息素更新机制和转移概率,然后改进了蚂蚁的行进策略,即提出了依概率选择搜索策略。最后,应用该算法对某型号固液混合火箭发动机系统进行了优化设计。计算结果表明,多目标蚁群算法获得的pareto解集分布均匀、散布范围广,可以有效解决多目标优化问题,能为决策者进行目标权衡提供充分依据。

针对空间小推力姿控发动机存在的高频不稳定燃烧等问题,分析了液体火箭发动机产生高频不稳定燃烧的原因及其理论模型和各种抑制高频不稳定燃烧的工程措施,通过调整推进剂组合以及喷注器种类和结构,采用直孔壁式或矩形进口直槽式复谐声腔,对原有工程措施进行改进.理论计算表明改进方案拓宽了抑制频率带宽,提高了稳定裕度,使氧化剂集液腔容积略大于燃料集液腔容积,减少了点火压力峰出现的可能性,避免了点火压力峰引起的高频不稳定燃烧,抑制了一阶切向径向不稳定燃烧.

前言带喷管的火箭发动机壳体国外已采用伸臂式缠绕机连续缠绕成功,如法国的“金刚钻”火箭发动机壳体.但没有见到有关缠绕原理方面文章.我们于1974年对直径260mm带喷管的火箭发动机壳体模型进

研究了一种气动式的燃气流量调节阀,并建立了固体火箭冲压发动机燃气发生器和气动式燃气流量调节阀的数学模型及仿真模型,对燃气流量调节阀仿真模型进行了试验验证,动态误差和稳态误差都在5%以内。通过仿真获得了燃气发生器和燃气调节阀的动态响应特性。仿真结果表明,燃气调节系统开环响应速度较慢,并具有很强的非线性。

在修边冲孔模的模具设计时最重要的是处理好冲出废料的排放问题,以及冲孔相关的尺寸标注。本文以上海大众汽车公司桑塔纳某型车的修边冲孔模设计为例,浅谈多个孔冲孔模的设计方法与体会。

为了研究大管径吸气式脉冲爆震发动机(pde)的爆震性能,设计了不同结构的旋流式气动阀,由弯曲叶片构成气动阀推力壁"封闭"平面.开展了气动阀阻力系数实验与工程计算方法研究,不同气动阀的阻力系数差别很大,实验结果与理论计算结果相符.爆震燃烧实验证明,阻力系数较大的气动阀能够产生爆震波,要求气动阀阻力系数大于10,堵塞比大于60%,才能实现pde的协调工作.从而获得了气动阀设计一般原则与工程计算方法,对于气动阀的优化设计有重要的参考价值.

针对发动机后盖板的结构,介绍了孔位检测方法,孔位检具的设计及制造。该检具结构简单,使用方便,在保证检测质量的同时,提高了检测效率。

便携式火箭发射器所产生的冲击波和强脉冲噪声属非稳态信号,具有较宽的频率范围。用fourier变换来分析非稳态信号的频率特性,在实际分析中难以达到所期望的效果。为了克服fourier变换在时—频局部化方面的不足,文中采用小波分析方法对强脉冲噪声进行了分析,得到了一些有用的结论。

采用标准k-ε二方程模型和有限速率/涡团耗散模型对冲压增程炮弹冲压发动机补燃室流场进行了三维数值模拟研究和进行了冲压发动机联管实验。得出了反应物和产物组分、温度等发动机参数的变化趋势,实验研究获得温度和压强随时间变化曲线。结果表明:由于燃气侧喷发动机特殊结构,具有两处扩散火焰峰面,并对压强、温度、成分分布有重要影响。温度和压强随时间的变化曲线相吻合,证实所设计的冲压发动机能正常工作。

这次的培训主要是按照以下的流程来讲解： 发动机的历史 发动机的分类 发动机的构造和原理 发动机的装配 发动机电气知识讲解 发动机的维修和保养 一、柴油机的历史 18世纪后半期，欧洲各国在迎来巨大转折期的产业革命时，诞 生了世界首辆汽车。第1辆汽车是蒸气汽车。但是，对于持续扩大的 产业，蒸气机已无法适应，渐渐地在汽车和汽油发动车等的发动机内 部，在燃烧后产生动力，再转移到为内燃机。其中便诞生了具有良好 热効率的柴油发动机。 说到柴油发动机，不得不提到『鲁道夫·迪赛尔』，这是个重要 的人物。他是柴油发动机的发明者，并确立了基本原理，被称为柴油 机之父。柴油发动机就是用他的名字命名的 传统柴油发动机的特点：热效率和经济性较好 柴油机采用压缩空气的办法提高空气温度，使空气温度超过 柴油的自燃燃点，这时再喷入柴油、柴油喷雾和空气混合的同时自己 点火燃烧。因此，柴油发动机无需点火系。同时，柴

①部件所需必要性能发动机阀门（以下简称阀门）的作用是从活塞的吸入侧吸入燃料和空气，然后从活塞的排出侧将燃烧气体排出。阀门与活塞连动进行着高速往复运动，起着活塞内气体开闭阀的作用。阀门在往复运动的时候，阀门伞部的外周面因与活塞顶侧接触，所以要求有高的耐磨性（高温硬度），另外因为从伞到轴的头部要承受重复载荷，所以需要有必要的疲劳强度，同时也要求具有耐氧化和耐高温腐蚀性。

固体火箭发动机燃气喷射推力向量控制燃气阀

本文通过固体火箭发动机薄壁管筒的计算分析和实验证明以dugdale的条状模型而得出失效评定图(俺称r—6图),对薄壁管筒不是个合理的下限,故此本文给出直线失效评定图来计算薄壁管筒含轴向裂纹深,其计算结果与实际试验相一致,并且方法简单,不需要繁索的计算,适于工程应用.

根据某膨胀循环液体火箭发动机推力调节阀的结构及工作原理,通过理论分析建立了推力调节阀的数学模型,并利用amesim软件构建了推力调节阀的仿真计算模型,对其进行了仿真计算。计算了发动机额定工况、高工况和低工况参数下推力调节阀内部各压力及流量参数,并对推力室室压、调节阀出口压力和氢主文氏管入口压力变化引起的调节阀主阀流量变化趋势进行了计算分析,得到了调节阀内部各压力参数及流量的变化规律。

针对某固体火箭发动机壳体生产需求，在对母材焊接性及焊接结构特殊性进行分析的基础上结合试验研究，制定出发动机壳体典型接头焊接工艺方案及过程控制和保障措施，实现发动机壳体组件平头对接以及支座与燃烧室壳体异种材料间t形接头焊接。测试结果表明焊缝成形良好，接头区域微观组织不均匀性不影响产品使用性能。生产统计显示，产品质量与性能稳定，承压能力显著高于设定目标，证实该套典型接头的焊接技术具有切实的可靠性。

发动机进气流量公式——本公式用于近似地确定最高转速时的最大进气体积。式中术语 的单位如下： 1.qmax=最大空气体积流量，m 3/min 2.vd=发动机总排量，l 3.smax=发动机最高转速，rpm 4.ve=充气效率 4.1自然吸气汽油机： 火花点火，0——2500rpm：ve=0.8 火花点火，2500——3500rpm：ve=0.75 火花点火，3500rpm以上：ve=0.7 4.2自然吸气柴油机：ve=0.85 增压发动机：ve=1.6 增压中冷发动机：ve=1.85 5.k=常数 二冲程发动机，k=1000 四冲程发动机，k=2000 vd*smax*ve qmax= k