两相流喷管面积比和扩张段型面的优化计算

喷管面积比的选择和气动型面的设计是喷管设计中的一个重要课题。本文应用二维两相喷管流场计算程序和直接优化法,对喷管面积比及扩张段型面进行了二维寻优计算。计算表明:考虑二维两相流损失的推力最大的面积比要明显小于理论最佳面积比;对于锥形喷管,能量最佳面积比大于冲重比最大的面积比,而对于特性喷管,只是稍大一些;特性喷管的最优型面,就是最佳面积比下的最佳型面。     

采用摆动喷管推力矢量控制弹性弹体数学模型建立

针对摆动喷管不同于空气舵的特征,建立了摆动喷管坐标系,具体分析了单个摆动喷管产生的力和力矩,详细推导了采用摆动喷管推力矢量控制弹体弹性振动方程;同时基于小偏差线性化条件,推导了俯仰通道的姿态运动方程;以上方程可用于采用摆动喷管推力矢量控制弹体弹性计算和控制系统进一步设计的依据。     

变推力液体火箭发动机动态特性的状态空间分析

本文将状态空间分析方法运用于变推力液体火箭发动机系统的动态特性分析,导出了一组描述所述变推力液体火箭发动机动态过程的状态方程。文中提出了求解该系统方程的一种有效的数值方法,理论解与实验数据得到了满意的符合。做为变推力液体火箭发动机系统分析的初步结果,在文中分析了几个重要的工作参数对所述发动机系统动态特性的影响。     

斜切口喷管的推力系数、推力偏角的计算

本文从理论上推导了两种工作状态下斜切口喷管的推力系数、推力偏角和无因次力矩的计算方法,并推导了这两种工作状况下的判定。通过大量实验结果,论证了计算方法的正确性。理论曲线和实验曲线基本一致,并与文献 AD683 763有关资料的相应曲线是吻合的。在设计斜切口喷管时,参考本文将是有益的。     

针栓喷管技术在固体姿轨控系统中的应用研究

论述了针栓喷管技术在固体姿轨控系统中的应用,研究了针栓喷管的技术途径,防热材料选择,针栓驱动方案选择,针栓结构设计,以及多喷管系统的推力管理方案.并对在不同压强和针栓位置情况下的内流场数值模拟,最后提出针栓喷管在姿轨控系统中应用的关键技术和发展方向.     

“矢量推力”真的失宠于西方？

1996年，世界上第一架安装矢量推力喷管的战斗机——苏-30在英国法恩巴勒机场甫一亮相就成为了这次航展上的“明星”，优异的发动机性能、先进的矢量推力喷管和炫目的过失速机动动作使其他参展的所有飞机都黯然失色，相形见绌。很快，该机就进入了生产阶段，并于2002年初首批交付印度空军使用。接着，同样应用矢量推力技术的米格-29OVT也进入人们的视野，     

二次流引射对保形非对称喷管性能的影响

发动机与飞机后体结构设计合理与否直接影响发动机的部件匹配和性能。利用三维雷诺平均N-S方程和k-ωSST湍流模型对飞翼布局无人机保形非对称喷管在典型飞行状态下开展了内外流流场特性的数值分析,获得了后体尾喷管推力性能和三维流动特征随二次流压力比的变化趋势。结果表明:发动机喷管落压比条件一定的前提下,通过合理优化二次流通道、增大二次流压力比,可以有效改善后体/喷管主流流场特性;当二次流与主流的流量比在0. 2%～1. 86%内时,后体尾喷管轴向推力系数的变化幅度大约为3%,在一定程度上能够减弱发动机主流的过膨胀程度,减小发动机推力损失,无人机后体尾喷管性能得到显著提高。     

液氧/煤油推进剂液体火箭发动机循环动力平衡分析

本文对以液氧/煤油为推进剂的发生器循环和分级燃烧循环方案进行了分析,求出了各种循环方案的最大室压,给出了室压、推力、燃烧室混合比和喷管出口直径对发动机比冲和系统平衡参数的影响,并探讨了平衡参数对效率、涡轮压比和发生器(或预燃室)混合比等设许参数变化的敏感性     

液体火箭发动机技术

液体火箭发动机是采用液体推进剂的火箭发动机的简称,属于使用液体推进剂的化学火箭发动机。液体推进剂由输送系统送到发动机泵前,经泵加压后进入发动机推力室进行燃烧穴双组元推进剂雪或分解穴单组元推进剂雪,将推进剂的化学能变为热能,产生高温高压燃气,通过推力室喷管膨胀,将热能变为动能,以高速方式从喷管内向外喷出,产生反作用力--推力,为火箭飞行提供所需的动力。液体火箭发动机的优点是比冲高(250～500秒),推力范围大(单台推力在1克力～700吨力)、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿…     

燃烧室-喷管流场数值解

本文用时间相关法计算了固体火箭发动机燃烧室─喷管亚跨声速流场数值解,控制方程用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ二步显格式：边界点参数用物理边界条件和参考平面上的特征方程计算。计算表明,达到收敛的数值积分步数比纯喷管的跨声速计算要多得多。虽然喷管壁上和轴线上的马赫数分布与纯喷管计算类似,但喷管中的等马赫线分布与纯喷管计算的结果［３］相差较远。     

“阿波罗”宇宙飞船软着陆和制动发动机

用于保证“阿波罗”宇宙飞船的登月舱在月球表面软着陆的发动机的研制工作是在1963年6月开始的,鉴定试验大纲在1967年7月完成。研制这种发动机需要在液体火箭发动机的工艺、设计各个领域中作重要的努力。其中解决了发动机推力调节在大范围改变推力时自燃推进剂完善地混合和燃烧,以及在登月舱着陆时自毁的不冷却喷管裙的研制等问题。     

基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。     

航天器编队飞行构形保持与重构的继电型控制

研究小偏心参考轨道航天器编队飞行构形保持与重构控制的工程实现技术。首先给出相对运动状态转移矩阵,并推导出常推力控制情况下相对运动状态递推的解析表达式;进而给出脉冲推力、连续变推力和继电型推力三种发动机的推力模型和示意图。分别将等速度冲量的三种推力模型代入相对运动状态转移矩阵中,比较相同条件下相对运动控制作用效果的差异,理论推导结果表明:在一阶意义上,三种推力模型对相对运动控制作用等效,因而航天器编队构形保持与重构控制可以基于继电型推力模型来实现。     

引力异常对惯性制导的影响

本文讨论引力异常对惯性制导洲际导弹命中精度的影响。本文导出了惯性制导工程中广泛应用的摄动方程转移矩阵的解析解。忽略数学模型的细节所招致的最大误差小于0.1%。在此基础上得到引力异常造成落点偏差的近似解。这些解以简单函数的形式表达了命中精度、引力异常、导弹飞行时间和发射条件之间的关系。利用这些关系式,可以计算任意发射条件下的落点偏差而无需解微分方程组。对于18个不同发射条件的计算结果表明,近似解与直接积分摄动方程所得的计算机解非常一致。在所有的情况下,近似解的最大误差均小于2～3米。     

固体火箭发动机二次喷射控制矢量喷管流场仿真

采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机二次喷射推力矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。空间上采用三阶精度差分格式进行求解,时间上采用隐式Jacobi点迭代方法进行迭代推进,直至流场收敛。数值模拟得到矢量喷管二次射流的激波系结构,以及复杂的主/次流干扰流动图像。二次喷射流场包含复杂的涡系结构和波系结构,还存在着边界层与激波的相互干扰、自由剪切层、激波、膨胀波和大尺寸分离。数值模拟还表明,高温燃气射流导致喷射孔附近喷管壁面处的温度相当高,需采取相应的热防护措施。     

变推力固体火箭发动机战术导弹弹道优化研究

在给定发射初始条件、目标逃逸方式及控制律条件下进行了导弹性能仿真,给出了采用变推力固体火箭发动机的战术导弹最大发射弹目距离和变推力固体火箭发动机二级推力所对应的关系,形成了仿真条件下的变推力发动机控制律,丰富了采用变推力发动机的导弹制导律设计维数,并分析了发动机二级推力调节对弹道设计的影响,对采用变推力固体火箭发动机的导弹弹道优化设计具有一定的指导意义。     

基于运动合成的小推力轨道优化方法

针对小推力轨道优化设计问题,提出一种基于运动合成的新方法。给出基于运动合成的小推力轨道机动表达方式,将小推力轨道运动分解成相对独立的三项:单独考虑日心引力的二体轨道运动,单独考虑小推力的运动,以及小推力的存在引起的日心引力摄动作用下的运动。分别给出各项运动的解析表达式,通过合成叠加得到小推力轨道的近似解析解。在此基础上,将小推力轨道优化问题转化成非线性规划问题,并利用序列二次规划方法求解。以小行星1989ML、火星和金星交会任务为例分别进行仿真实验,结果表明,所设计轨道满足任务约束,验证了该方法具有可用性和高效性。     

超声速型面可控喷管设计方法

提出了基于B-Spline曲线和特征线方法的超声速型面可控喷管设计方法,通过设置喷管轴向马赫数分布可以灵活地调整喷管的型面形状。数值验证结果表明,该方法不仅可以设计出高品质的喷管出口流场,而且能够实现喷管型面的灵活调整,可以获得长度与最短长度喷管一致,但流场品质更优的喷管。     

我国商业航天大型固体运载火箭地面试车成功

<正>航天科工集团所属航天三江自主研制的500吨级推力商业航天固体运载火箭(一级,减装药状态)地面试车取得圆满成功,标志着我国大推力、高质量比固体运载火箭关键技术取得重要突破。据了解,该固体运载火箭(一级)是当前我国直径最大、推力最大的固体运载火箭。在载人航天工程     

外界环境和二次燃烧对喷管射流影响研究

为了研究外界环境变化以及二次燃烧现象对固体火箭发动机喷管射流流场结构的影响,采用四阶Runge-Kutta时间推进法及三阶MUSCL空间离散格式,建立了二维轴对称固体火箭发动机喷管燃气射流数值模型。在与文献结果对比验证的基础上,分析了不同海拔高度与马赫数以及二次燃烧现象对固体火箭发动机喷管自由射流结构的影响,获得了燃气射流马赫数场、温度场、组分云图分布以及轴线温度变化曲线。数值结果表明:随着海拔高度的升高,射流对外界的扰动区域变大,最大马赫数升高;随着外界气流马赫数的增加,燃气射流波节数减少,对外界环境的作用范围减小;另外,二次燃烧的发生会使得射流核心区域温度显著增加,激波与喷管轴线的交点位置向后推移。