Experimental Investigation on Ablation Characteristic of EPDM Insulator in Different Gas Environments

Some ablation experiments of Ethylene-Propylene-Diene Monomer(EPDM)insulator were carried out in quasi-static low temperature gas environment,gas-phase environment,two-phase environment with Al2O3 grain and high concentration Al2O3 grain gas environments.Their charring ablation rate,thickness,surface morphology and main ingredient of the charring layer were analyzed.The experiment results show that the main influent factors for the charring ablation rate are the gas temperature,grain concentration and state of grain impact;the main influent factors for the charring layer thickness are the gas velocity and environment pressure;and the process of SiO2 migrating in the charring layer occur commonly in different gas environments.They provide a foundation for the ablation mechanism research and modeling of EPDM insulator.     

Experimental Research on Dynamic Erosion of EPDM Insulation Subjected to Particle-Laden Flow

The instantaneous degradation of erosion surface of ethylene propylene diene monomer(EPDM)insulation subjected to the particle-laden flow in two operating conditions was measured by using a real-time X-ray radiography system.The images of its erosion state and dynamic ablation rate were obtained.And the charring-layer was analyzed by using SEM and energy spectrum.The experimental results indicate that the erosion rate of EPDM insulation layer impacted by low speed and low concentration particle flow is relatively small in the 1st second since the motor starting,but increases rapidly in 1 to 2.5 s,while the erosion rate of EPDM insulation layer impacted by high speed and high concentration particle flow increases rapidly in the 1st second;the ablation rate at the section eroded intensively by particle flow increases at first,then decreases,and goes to stabilization after 4.5 s;the higher speed and concentration particle flow are,the deeper particles get into charring layer,which lead to more thermal increment and thinner charring layer.     

燃烧室压力对潜入式喷管喉衬热应力的影响

为了研究燃烧室压力对固体火箭发动机潜入式喷管热应力影响规律的问题,采用商业流体软件,基于压力求解器,求解了喷管纯气相的流场,确定了燃气温度、压力、壁面对流换热系数;采用有限元软件,依据流场计算的非均布壁面压力与非均布对流换热,求解了燃烧室压力为6 MPa下的潜入式喷管热结构问题;通过地面点火试验验证了仿真模型与数值方法的有效性与准确性;采用相同计算模型与数值方法,求解了在燃烧室压力为9 MPa、12 MPa下的喷管热结构问题,揭示了燃烧室压力对喉衬热应力的影响规律。结果表明:整个工作过程,喉衬环向应力最大值为103.9 MPa,位于内表面,且随时间增大,先增大后减小;喉衬环向拉应力也随时间先增大后减小;随压力增大,对流换热系数增大,喉衬温度升高,喉衬环向拉应力增大,喉衬环向压应力减小。     

固体火箭冲压发动机的工作特性分析

通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。     

基于轴对称内聚力单元的立贮发动机黏接界面结构完整性分析

建立轴对称内聚力单元是进行立贮发动机黏接界面应力分析的重要手段。在变形后的轴对称内聚力单元上建立参考坐标系,推导了单元节点位移在参考坐标系和全局坐标系下的转换关系。基于单元分离位移推导了单元内力矢量和单元刚度矩阵。开展了旋转体的分离测试,验证了轴对称内聚力单元的准确性和高效性。针对立贮发动机,先后开展了轴向加速度以及波浪载荷作用下的发动机结构分析,重点研究了黏接界面上应力的大小以及分布规律。研究方法和结论可以为发动机黏接界面结构分析提供有利参考。     

Pressure relief of underground ammunition storage under missile accidental ignition

Safety of underground ammunition storage is an important issue, especially during the accidental ignition of missiles. This work investigates the pressure and temperature distribution of the multi-layer underground ammunition storage with a pressure relief duct during the accidental ignition process of the missile. A large-scale experiment was carried out using a multi-layered restricted space with a pressure relief duct to simulate the underground ammunition store and a solid rocket motor to simulate the accidental ignition of the missile. The results show that when the motor gas mass flow increased by 5.6 times, the maximum pressure of the ammunition storage increased by 5.87 times. At a certain motor flow rate, when the pressure relief exhaust area at the end of the relief duct was reduced by 1/2, the maximum pressure on the first layer did not change. But the rate of pressure relief was reduced and the time delayed for the pressure of ammunition store to drop to zero. In this experiment, when the motor ignition position was located in to the third layer ammunition chamber, the maximum pressure was reduced by 32.9％ and also reduced the rate of change of pressure. In addition, for the experimental conditions, the theoretical analysis of the pressure relief of the ammunition storage is given by a simplified model. Based on the findings, some suggestions to the safety protection design of ammunition store are proposed.     

某型底排-火箭串联式复合增程弹发动机最佳点火时间研究

针对底排-火箭串联式复合增程弹火箭发动机点火时间进行外弹道优化研究,分析底排装置对火箭发动机工作特性的影响,研究火箭发动机不同点火时间对全弹射程的影响,确定火箭发动机的最佳点火时间.     

微小型固体火箭发动机点火特性试验

设计了一种适用于某微小型固体火箭发动机的点火器 ,对某微小型固体火箭发动机的点火特性进行了大量试验研究 ,引入了初始点火压强的概念 ,找出了影响点火延迟时间散布的主要规律 ,确定了能满足微小型固体火箭发动机点火性能的点火方案     

材料性能对固体发动机结构完整性的影响

基于描述粘弹性材料特性的Burgers模型的本构关系以及基于该本构关系下的有限元方法 ,根据温度载荷和内压载荷的特点 ,分别建立了分析某固体发动机材料性能参数对结构完整性影响的有限元模型。应用MSC/NAS TRAN结构分析软件 ,详细分析了在温度和内压载荷作用下固体发动机材料性能参数对结构完整性的影响。在温度载荷的作用下 ,主要影响结构完整性的是推进剂的泊松比与热膨胀系数 ;在内压载荷作用下 ,主要影响结构完整性的是包覆层和推进剂的泊松比以及推进剂的初始模量。所得的结论可为固体发动机的生产设计提供参考     

固体发动机尾部点火性能影响因素分析

采用准一维非定常数值模型,对某小型固体发动机尾部点火瞬态过程进行性能预示;以预示结果为基础,对尾部点火性能主要影响因素进行了参数研究.研究结果可为尾部点火器和喷管堵盖的点火匹配性设计提供有益指导.     

点火载荷下翼柱型装药结构完整性数值分析

针对固体火箭发动机翼柱型装药在点火载荷下结构完整性问题,提出了一种考虑三维损伤黏弹性本构性的数值模拟方法.基于商业有限元软件的二次开发平台,编写用户子程序,展开有限元数值计算,获取翼柱型装药在固化降温、点火载荷下装药结构的应力、应变与位移场分布.结果表明,在温度载荷与点火载荷下,药柱内表面变形模式是不同的.然而,不管在...     

一种固体导弹最大射程评定方法

本文提出了一种基于固体火箭发动机性能散布分析的固体导弹最大射程评定方法，将系统辨识、性能散布分析和统计分析有机结合，实用性强，对固体导弹试验鉴定技术研究具有重要意义。     

多次点火固体火箭发动机在面空导弹上的应用研究

论述了多次点火固体火箭发动机的多次点火的最佳控制,具体研究了两次点火固体火箭发动机的参数对飞行性能的影响,对两次点火固体火箭发动机结合弹道同时最佳化问题给出了仿真结果.     

大型捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计与优化

在综合考虑固体火箭发动机设计、轨道设计和总体特性相互作用、相互影响的情况下,建立了捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计优化模型和系统分析模型,并应用遗传算法完成了某大型捆绑助推器6个设计参数的优选。结果表明:本文方法优化设计效果明显,优化所得助推器质量比原方案减轻了17.7%。     

发动机内流场湍流数值模拟

以可压缩的全Ｎ－Ｓ方程为控制方程,用显式有限差分格式对燃烧室－－喷管轴对称湍流内流场进行了数值模拟。计算中采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型,得到了管状装药发动机内流场的数值解,取得了令人满意的结果。此方法对发动机的设计有实际的工程参考价值。     

战术导弹多学科设计优化

建立了战术导弹多学科系统分析模型,提出了战术导弹多学科设计优化方法.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足战术导弹总体设计指标的最优发动机设计方案,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力时间曲线,实现了战术导弹多学科设计优化,缩短了战术导弹总体和固体推进学科的设计周期.战术导弹设计优化时不仅考虑了导弹战技性能指标要求,而且还考虑了22个典型攻击目标的运动特性,增加了导弹最优设计结果的实用性.     

S弯进气道合成双射流流场控制特性分析

针对飞翼布局无人飞行器中S弯进气道明显流动分离和出口总压畸变等问题,提出了基于合成双射流的主动流动控制方法,建立了合成双射流的S弯进气道数值仿真模型。结果表明,在S弯进气道分离点附近施加合成双射流控制,在整个射流周期内通过“吹”“吸”接力可以有效抑制边界层流动分离,有效提升总压恢复系数。对比研究了合成双射流不同射流角度、射流峰值速度和激励频率对S弯进气道流场控制特性的影响规律。结果表明合成双射流与主流的角度越小,流动分离控制效果越好,较大射流峰值速度会对主流形成“阻挡”致使控制效果下降,激励频率与流场特征频率越接近控制效果越明显。     

基于能量耗散的药柱粘弹性累积损伤

基于不可逆能量耗散的损伤变量定义方法和动态线粘弹性理论,建立了固体推进剂累积损伤模型,利用不同拉伸速率下的试验数据,拟合得到了推进剂破坏耗散能表达式,进而给出了推进剂在周期应力响应下的累积损伤计算式,并讨论了周期应力幅值和频率对累积损伤的影响,最后对某舰载发动机药柱进行了累积损伤及使用寿命分析。提出的累积损伤分析方法,为固体发动机贮存寿命预估提供了一条有益的技术途径。     

伞盘结构对大长径比发动机药柱结构完整性的影响

为了提高大长径比发动机药柱结构完整性水平,基于三维黏弹性有限元法,计算某大长径比固体发动机在温度和内压荷载联合作用下的结构响应;研究伞盘结构及其位置对药柱最大Von Mises应变的影响规律;讨论当伞盘位于药柱中部时,伞盘最大Von Mises应变随伞盘宽度、深度以及顶部圆弧半径比的变化规律。结果表明,伞盘位于药柱中部时可以有效地降低大长径比药柱的最大Von Mises应变,增加伞盘宽度、深度或选取合适的半径比均可降低伞盘结构的最大Von Mises应变。所得结论可为固体发动机设计提供参考。     

非壅塞固体火箭冲压发动机及其贫氧推进剂

研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的工作特性。研制出了能量高、燃速高、燃速压强指数高、低压燃烧性能好的铝镁贫氧推进剂配方。采用连管式试验与数值分析相结合的方法 ,对非壅塞固体火箭冲压发动机性能进行了系统的研究