双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究
多脉冲固体火箭发动机
多脉冲固体火箭发动机
1. 多脉冲原理，多脉冲固体火箭发动机的设计思想是通过在燃
烧室内设置多个燃烧室或者燃烧孔，使得推进剂在燃烧过程中产生
多个脉冲。
这种设计可以改变推进剂的燃烧速度和燃烧时间，从而
实现对火箭发动机推力和工作时间的控制。
2. 优点：多脉冲固体火箭发动机相比传统的单脉冲固体火箭发
动机具有以下优点：
推力调节能力强，通过控制不同燃烧室或燃烧孔的燃烧程度
和时间，可以实现对推力的精确调节，满足不同任务的需求。
提高火箭的适应性，多脉冲发动机可以适应不同的任务需求，如改变轨道高度、轨道倾角等，提高了火箭的灵活性和适应性。
减少结构负荷，多脉冲发动机可以减少火箭在发射过程中的
结构负荷，提高火箭的可靠性和安全性。
3. 应用领域，多脉冲固体火箭发动机主要应用于一些特殊任务，如轨道交会、星际探测等。
由于其推力调节能力强，可以精确控制
火箭的运行轨迹和速度，因此在这些任务中能够发挥重要作用。
4. 技术挑战，多脉冲固体火箭发动机的设计和制造相对复杂，需要解决多个燃烧室或燃烧孔之间的协调问题，确保各个脉冲的产生和传播能够协调一致。
此外，多脉冲发动机还需要解决燃烧过程中的热管理问题，以避免过高的温度对发动机产生不利影响。
总结起来，多脉冲固体火箭发动机是一种通过控制燃烧室或燃烧孔来产生多个脉冲的火箭发动机。
它具有推力调节能力强、适应性高等优点，主要应用于一些特殊任务。
然而，该技术还存在着一些挑战，需要解决相关的设计和制造问题。
双脉冲发动机热试车获成功
双脉冲发动机热试车获成功
中国航天科工六院发动机大型化研制基础奠定
双脉冲发动机热试车获成功
张立民靳洋
近日，由中国航天科工六院研制的某型号双脉冲发动机，在长脉冲工作间隔的等待中，二次脉冲重新点火，热试车取得圆满成功。
这标志着六院在双脉冲发动机隔层设计、扩散段制造等方面突破和掌握了国内最先进的双脉冲技术，轻质化、长时间隔离等关键技术达到国际先进水平。
型号研制之初，六院在发动机的研制竞争中处于非常不利的地位，经多方争取才仅作为三级双脉冲发动机的备份配套单位，没有经费投入支持，技术储备几乎为零。
研制节点、关键技术突破、研发队伍经验不足等各种压力纷至沓来。
如何在充满各种不利因素的竞争中赢得主动，成为摆在研制人员面前的一道难题。
六院迅速成立了以41所某课题组为技术牵引的专门研发团队，并与课题负责人签订了责任令，积极统筹各种资源，自筹自投了大量资金用于项目启动和研发。
目前，国内双脉冲技术的发展尚处于研究阶段，国内外几乎没有相关技术资料可以借鉴参考。
“要发挥大家的力量，要坚持黄老的‘四共同’原则”，老专家们给大家指出了解决问题的关键所在。
研发团队成员分工负责，查阅了大量资料，在喷管、隔层、壳体的设
计上进行了大量技术攻关，制定了周密可靠的技术方案，并进行了各项技术指标的频繁论证。
在掌握了原理样机的基础上，不断进行着多次的单项试验热试车考核，一次次进行着技术上的突破。
正是这样的集智攻关，让他们在通往研制成功的道路上不断积累着能量，从量变到质变。
双脉冲发动机的研制，是六院自行走出的一条“不能——摸索——干成”的创新之路，带动了六院设计、工艺、制造技术的进步，锻炼了技术创新队伍，为发动机大型化发展奠定了基础。
空空导弹双脉冲固体火箭发动机能量分配研究
工作过程中实时有效地控制发动机能量输出，实现推力间 隔、推力形式实时可调，可以有效提高发动机能量的利用效 率，为增加导弹的射程提供基本条件。在进行空空导弹总体 设计时，对双脉冲固体火箭发动机的能量分配进行研究十分 必要。 2.2 双脉冲固体火箭发动机技术发展现状
双脉冲固体火箭发动机是在同一发动机内将药柱分成 两段，从而实现发动机推力的分段。从本质上讲，此种方法 对发动机推力大小的改变没有任何贡献，主要通过改变发动 机推力作用时间，可以合理分配导弹飞行过程中的加减速过 程，从而避免阻力等因素导致的能量损耗[4]。另外还可以通 过调整发动机推力作用时间，来改变导弹弹道特性，从而实 现一些特殊的弹道要求，如更高的打击高度、更大的打击速 度、打击目标前进行变速飞行等。20 世纪 60 年代以来，美 国和俄罗斯等国就开始了多脉冲固体火箭发动机的研究工 作。20 世纪 70 年代末到 90 年代初，是多脉冲固体火箭发 动机研究的第一次高潮，2000 年以后，多脉冲固体火箭发 动机技术成为国内外研究的新热点[5-6]。双脉冲固体火箭发 动机已在诸多导弹型号中得到应用。典型代表有美国的 SM-3 导弹和 PAC-3 导弹，德国的 LFK-NG 导弹和 HFK2000 导弹等[7]。 2.3 双脉冲固体火箭发动机的工作原理
Science and Technology & Innovation┃科技与创新
不同的推力形式，进而产生不同的导弹速度曲线。常规固体 火箭发动机和双脉冲固体火箭发动机推力如图 3 所示。
图 1 常规固体火箭发动机和双脉冲固体火箭发动机组成示意图
工程使用中，往往期望Ⅰ脉冲具有较大的推力，以保证 导弹能够在短时间获得较大的增速，因此Ⅰ脉冲装药多采用 星孔燃烧、贴壁浇注的方式；对于Ⅱ脉冲，大多要求能够实 现导弹一定的续航能力，长时间小推力是一种常见的选择， 这也使得Ⅱ脉冲装药多采用端面燃烧、自由装填的方式。当 然，Ⅰ脉冲、Ⅱ脉冲均采用大推力的方式在工程上也有应用。 3 双脉冲固体火箭发动机的弹道特点
双脉冲固体火箭发动机燃烧室声腔特性仿真分析与试验研究
第 ３６ 卷 ２０１９ 年 增 刊
ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ ＳＨＡＮＧＨＡＩ
３５
双脉冲固体火箭发动机燃烧室声腔特性 仿真分析与试验研究
乐 浩１ ，王 英 诚２ ，薛 牧 遥１ ，李 萍１ ，史 晓 鸣３
（１．上海航天动力技术研究所，上海 ２０１１０９；２．北京强度环境研究所，北京 １０００７６； ３．上海机电工程研究所，上海 ２０１１０９）
ＬＥ Ｈａｏ１，ＷＡＮＧ Ｙｉｎｇｃｈｅｎｇ２，ＸＵＥ Ｍｕｙａｏ１，ＬＩ Ｐｉｎｇ１，ＳＨＩ Ｘｉａｏｍｉｎｇ３
（１．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ｓｐａｃｅ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ； ２．Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ａｎｄ Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００７６，Ｃｈｉｎａ；
真分析获得了声腔的固有频率和振型，结合试验结果 验 证 了 数 值 模 型 的 正 确 性，并 首 次 明 确 了 燃 烧圆柱形声腔频率计算公式进行了修正，建立了适用于双脉冲固体火 箭 发 动 机 的 声 腔 频 率 计 算 模 型 ，提
高了发动机声模态分析的效率和精度。
３．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ｅｌｅｃｔｒｏ－ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｃｏｍｐａｒｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ ｍｏｔｏｒ，ｔｈｅ ｄｕａｌ ｐｕｌｓｅ ｍｏｔｏｒ ｃｏｎｓｉｓｔｓ ｏｆ ｔｗｏ ｂｕｒｎｉｎｇ ｃｈａｍｂｅｒｓ，ｗｈｉｃｈ ａｒｅ ｓｅｐａｒａｔｅｄ ｂｙ ａ ｂｕｌｋｈｅａｄ （ｄｅｓｉｇｎａｔｅｄ ａｓ ａ ｐｕｌｓｅ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｄｅｖｉｃｅ）．Ｉｔ ｃａｎ ｃｏｎｄｕｃｔ ｔｈｅ ｒｅｓｔａｒｔｉｎｇ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ ａｎｄ ｐｒｏｖｉｄｅ ｉｎｔｅｒｍｉｔｔｅｎｔ ｔｈｒｕｓｔ．Ｄｕｅ ｔｏ ｔｈｅ ｃｏｍｐｌｅｘ ａｃｏｕｓｔｉｃ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ｔｈｅｒｅ ｉｓ ｎｏ ｃｏｎｓｅｎｓｕｓ ｏｎ ｔｈｅ ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ ｏｆ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ ｌｅｎｇｔｈ，ｗｈｉｃｈ ｍａｋｅｓ ｉｔ ｄｉｆｆｉｃｕｌｔ ｔｏ ｓｔｕｄｙ ｔｈｅ ａｃｏｕｓｔｉｃ ｍｏｄａｌ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｃｈａｍｂｅｒ．Ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ ｓｏｌｖｅ ｔｈｉｓ ｐｒｏｂｌｅｍ ａｎｄ ａｖｏｉｄ ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ－ａｃｏｕｓｔｉｃ ａｎｄ ｖｏｒｔｅｘ－ａｃｏｕｓｔｉｃ ｃｏｕｐｌｉｎｇ ｗｈｉｃｈ ｌｅａｄｓ ｔｏ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙ，ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，ｔｈｅ ｎａｔｕｒａｌ ｆｒｅｑｕｅｎｃｉｅｓ ａｎｄ ｍｏｄｅ ｓｈａｐｅｓ ｏｆ ｔｈｅ ｃｈａｍｂｅｒ ａｒｅ ｏｂｔａｉｎｅｄ． Ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ，ｉｔ ｉｓ ｋｎｏｗｎ ｔｈａｔ ｔｈｅｒｅ’ｓ ａ ｈｉｇｈ ｃｏｒｒｅｌａｔｉｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅｍ，ｗｈｉｃｈ ｐｒｏｖｅｓ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ ｍｏｄｅｌ ｉｓ ｃｏｒｒｅｃｔ．Ｂｙ ｔａｋｉｎｇ ａｄｖａｎｔａｇｅ ｏｆ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ａｂｏｖｅ，ｔｈｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ ｌｅｎｇｔｈ ｏｆ ｔｈｅ ｃｈａｍｂｅｒ ｉｓ ｆｉｒｓｔｌｙ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｏｒｍｕｌａ ｆｏｒ ｔｈｅ ｎａｔｕｒａｌ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｏｆ ａ ｃｙｌｉｎｄｒｉｃａｌ ｃａｖｉｔｙ ｉｓ ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ．Ｃｏｎｓｅｑｕｅｎｔｌｙ，ｔｈｅ ａｃｏｕｓｔｉｃ ｃａｖｉｔｙ’ｓ ｍｏｄｅｌ ｓｕｉｔａｂｌｅ ｆｏｒ ｔｈｅ ｄｕａｌ ｐｕｌｓｅ ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ ｉｓ ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ，ｗｈｉｃｈ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ ａｎｄ ａｃｃｕｒａｃｙ ｏｆ ｍｏｔｏｒ’ｓ ａｃｏｕｓｔｉｃ ｍｏｄａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ．
双脉冲火箭发动机设计文献综述
---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 双脉冲火箭发动机设计+文献综述摘要20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。
20世纪60年代起，国外在可控推力固体火箭发动机的理论和实验研究方面作了大量的工作，探索出了很多技术途径和设计方案。
固体火箭发动机具有使用安全性好、可靠性高、储存性能好、密度比冲高及勤务处理方便等优点，使其在战略、战术导弹武器领域内成为主要的动力装臵。
脉冲固体火箭发动机是兴起于20世纪末期的新型固体火箭发动机，它的出现为推进系统的发展开辟了新的发展方向，在航天和军事领域都有着潜在的应用价值。
本论文主要研究双脉冲火箭发动机总体结构、装药结构设计、燃烧室设计、喷管设计、点火装臵设计以及内弹道计算。
通过对双脉冲固体火箭发动机的设计了解了双脉冲固体火箭发动机的结构以及关键技术，为研制高性能固体火箭发动机奠定坚实的基础。
60131 / 16关键词脉冲固体火箭发动机动力装臵总体结构装药结构毕业设计说明书（论文）外文摘要TitleDouble Pulse Solid Rocket Motor DesignAbstractIn the 1950's, the solid rocket breakthrough a lot in the technical field , and the solid rocket motor are widely used in ballistic missiles and launch vehicles. In the 1960's, the foreign countries made a great mass of works in theoretical and experimental studies of controllable thrust solid rocket motor to explore a lot of technical approaches and designs. Solid rocket motor with the advantage of security, reliability, and storage performance density than the ascribed and service processing advantages of convenience, it become a major power plant in the strategic field of tactical missiles weapons. Pulse solid rocket motor is a new type of solid rocket motor which risen in the late 20th century, its---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------propulsion system development has opened a new direction of development, have potential applications in the aerospace and military fields. This paper mainly studies the dual-pulse rocket engine general structure, propellant structure design, the combustion chamber design, nozzle design, the ignition system design and interior ballistic calculation. The purpose of designing dual-pulse solid rocket motor is to understand the structure and key technology of dual-pulse solid rocket motor, and lay a solid foundation for the development of high-performance solid rocket motor.4．7燃烧室的强度校核255发动机喷管设计265．1喷管的型面设计265．2喷管壁厚273 / 165．3喷管的热防护276点火装臵的设计296．1点火药的选择296．2点火药量的计算296．3点火药盒设计307内弹道的计算317．1内弹道计算的基本方程31 7．2四阶龙格-库塔法介绍31 7．3计算步骤327．4曲线绘制33结论35---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 致谢36参考文献371绪论1．1课题的研究背景20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。
两相脉冲爆震火箭发动机性能实验
两相脉冲爆震火箭发动机性能实验李建玲;范玮;熊姹;王育虔;李强【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2011(025)001【摘要】为了获得脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的性能参数,采用液态煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,进行了一系列多循环爆震实验.使用孔板流量计测量煤油流量,使用集气法测量氧气流量,使用动态压电式压力传感器测量r爆震室轴向的沿程压力,使用火焰温度及水蒸气浓度红外光谱测量仪测量爆震管出口平面的尾焰温度,使用动态压电式推力传感器测量PDRE所产生的瞬时推力.实验获得PDRE不同频率下的平均推力和比冲.实验结果表明:爆震压力和温度随着工作频率的变化而有所变化,填充系数对于PDRE比冲大小有着显著影响.采用爆震室部分填充的策略,可以显著地提高发动机比冲.【总页数】6页(P17-22)【作者】李建玲;范玮;熊姹;王育虔;李强【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V231.22【相关文献】1.不同内径两相脉冲爆震模型机爆震波速的试验研究 [J], 王治武;严传俊;李牧;黄希桥2.脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析 [J], 穆杨;范玮;严宇;严传俊3.当量比对脉冲爆震火箭发动机爆震特性影响的实验研究 [J], 丁永强;范玮;李强;万兴;严传俊4.电磁阀式两相脉冲爆震火箭发动机试验 [J], 王育虔;范玮;严传俊;李强;李建玲5.煤油氧气脉冲爆震火箭发动机爆震特性 [J], 李强;范玮;严传俊;胡承启;李建玲因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究
固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究
陈端毓;田维平;董新刚;黄礼铿;张璞
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2024(45)1
【摘要】为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。
试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。
试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。
通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。
【总页数】9页(P144-152)
【作者】陈端毓;田维平;董新刚;黄礼铿;张璞
【作者单位】西安航天动力技术研究所;航天动力技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V435
【相关文献】
1.固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析
2.固体火箭冲压发动机补燃室内硼颗粒点火计算研究
3.固体火箭冲压发动机补燃室燃烧过程显示
4.空燃比对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响
5.燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响
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双脉冲发动机点火过程三维数值模拟
ＤｏＩ ： １ ０ ． ７ ６ ７ ３ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ６ — ２ ７ ９ ３ ． ２ ０ １ ７ ． ０ ５ ． ０ ０ ２
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某双脉冲发动机燃烧室两相流场数值分析
ａ ｄ ｔ ｅｐ ｔａ ｐ ａ ｅ ｎ ｔｅ ｉ ｓ ｌｔ ｎ ｏ ｅ ｆｒ ｐ ｒ ｆＩｐ ｌｅ ｃ ａ ｅ ． ｎ ｏ ｄ ｒ ｏｆｎ ｕ ｈ ｅ ｓ ｎ ｏ ｉ ｈ ｎ ｍｅ ｏ ｔ ｅ ｎ — ｎ ｈ ｉ ｐ ｅ ｒ ｄ ｏ ｈ ｎ ｕ ａ ｉ ｆ ｈ ｏｅ ａｔｏ ｕ ｓ － ｈ ｍｂ ｒ Ｉ ｒ ｅ ｄ ｏ ｔｔｅ ｒ ａ ｏ ｆ ｈ ｓｐ ｅ ｏ ｎ ｎ，ｈ ｕ ｏ ｔ － ｔｉ ｔ
固 体 火 箭 技 术
第 ３ ５卷第 ３期
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｏｉ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏ ｏ ｙ ｏ ｒ ａ ｆＳ ｌ Ｒｏ ｋ ｔＴ ｃ ｎ ｌ ｇ ｄ
某 双 脉 冲发 动机 燃 烧 室 两 相流 场 数 值 分 析①
孙 娜 ， 永春 ， 长宏 ， 娄 孙 沈铁 华
２ １０ ） ０ １９ （ 海航天动力技术研究所 ， 海 上 上
摘要 ： 某双脉冲 固体 火箭发动机 试验后 出现一脉冲 绝热层纵 向烧蚀 不均 匀现 象， 一脉 冲前段绝 热层 出现 “ 凹坑 ” 。为 了解其原 因 ， 用数值计 算方法， 应 采用 Ｆ Ｕ Ｎ Ｌ Ｅ Ｔ计 算平 台， 对此发动机燃烧 室 内两相 流场进行 了数值模拟 。计 算结果表 明 ，
Ｉｐ ｌｅ ｃ ａ ｅ ， ｅ ａ ｓ ｆｔ ｅ ｃ ａ ｎ ｌ ｂ ｔ ｅ ｈ ｎ Ｉｃ ａ ｅ ｆｔ ｅ ｄ ａ — ｕ ｓ ＲＭ ， ｈ ｃ ａ ｓ ｓ ｔｅ ｆ ｗ ｓ ｐ ａ ｉｎ － ｕ ｓ － ｈ ｍｂ ｒ ｂ ｃ ｕ ｅ ｏ ｈ ｎ ｅ ｅｗｅ ｎ ｔｅ Ｉ ａ ｄ Ｉ ｈ ｍｂ ｒ ｏ ｕ ｐ ｌｅ Ｓ ｈ ｈ ｌ ｗ ｉｈ ｃ ｕ ｅ ｈ ｏ ｅ ａ ｔ ． ｌ ｒ ｏ Ｆ ｏ ｔ ｅ ｓｍｕ ａ ｉｎ ｒ ｓ ｌ，ｈ ｅ ｏ ｓｅ ｏ ｉｎ ｏ ｅ ｉ ｓ ｌｔ ｎ ｉ － ｕ ｓ — ｈ ｍｂ ｒｏ ｃ ｒ ｎ ｔ ｅ ｐａ ｅ ｏ ａｔ ｃ ｍｅ ｔ ｄ ｔ ｅ ｐ ｒ ｒ ｍ ｈ ｉ ｌｔ ｅ ｕｔ ｔ ｅ ｓ ｒ ｕ ｒ ｓｏ ｆｔ ｕ ａｉ Ｉｐ ｌｅ ｃ ａ ｅ ｃ ｕ ｓ ｏ ｌｃ ｆ ｅ ｔ ｈ ｎ ｈ ａ ｔ ｏ ｉ ｈ ｎ ｏ ｎ ｈ ｒ ａ ｎ ａ ｏ ｈ ａ ｔ ｌｓ ａ ｌｔ ｎ Ｔ ｅ ｅｏ ｅ， ｅｆ ｗ ｒａ ｔｃ ｍｅ ｔ ｎ ｅｐ ｒ ｃ ｅ ｂ ａｉｎ ａｅ ｔ ｅ ｉ ｏ ａ ｔｃ ｕ ｅ ｆｔｅ ｕ ｅ ｅ ｒｓｏ ｆ ｆｔ ｅ ｐ ｒｉ ｅ ｂａ ｉ ． ｈ ｒ ｆｒ ｔ ｏ ｅ ｔ ｈ ｎ ｄ ｔ ａ ｉｌ ｓａ ｌ ｔ ｒ ｈ ｍｐ ｒ ｎ ａ ｓ ｓｏ ｎ ｖ ｎ ｅｏ ｉｎ ｏ ｃ ｏ ｈ ｌ ａ ａ ｈ ｔ ｏ ｔ ｈ ｔ ｅ ｉｓ ｌ ｔ ｎ ｉ － ｕｓ — ｈ ｍｂ ｒ ｈ ｎ ｕ ａｉ ｎ Ｉｐ ｌｅ ｃ ａ ｅ ． ｏ
双脉冲固体火箭发动机压强振荡特性研究
航 空 动 力 学 报
第３ ０卷
的推力 ， 使全弹进行不同速度飞行或者机动变轨 ， Ⅱ脉冲燃烧室的点火时间可有不同的时间间 １］ 目前 ， 双脉 冲 发 动 机 已 经 有 多 种 实 现 形 式 ， 隔［ ． 且正式应用于不 同 型 号 ， 但仍存在一些其他方面 的问题需要进一步研究解决 ． 中国航天科技集团公司航天动力技术研究院
１ 数值研究方法
１ ． １ 控制方程离散及求解 大涡模拟在湍流数值模拟中只分析大尺度的 脉动 ， 将小尺度的 脉 动 对 于 大 尺 度 运 动 作 用 简 化 为亚格子模型 ， 消除掉小尺度的脉动 ， 而获得相应 亚格子应力项 ， 所以亚格子模型的选择至关重要 ． 双脉冲发动机中 存 在 台 阶 后 的 流 动 ， 而剪切层与 近壁面流动 密 切 相 关 ． 在 本 文 中， 采 用 了 ＷＡ Ｌ Ｅ （ ） 亚格子模型 ， ａ ｄ ｖ ｉ ｗ ａ ｌ ｌ ａ ｔ ｉ ｎ ｌ ｏ ｃ ａ ｌ ｅ ｄ ｄ ｓ ｃ ｏ ｓ ｉ ｔ － － ｐ ｇ ｙ ｙ 该模型对近壁面位置进行了修正 ， 可以避免 Ｓ ａ ｍ － ｏ ｒ ｉ ｎ ｓ ｋ ｇ ｙ 模型很难精准预测湍流转挟的现象和近 壁面区流动的不足 ． 计算中 ， 控制方程采用纯气相 不考虑化学反应和凝相粒 子 可压缩的 Ｎ－ Ｓ 方程 ， 的影响 ． 为了提高计算的收敛性 ， 流场的稳定状态 解是使用空间 ２ 阶离散格式的 Ｒ Ｓ 方 法 得 到， ＡＮ 而后非 定 常 流 动 使 用 上 述 的 Ｌ Ｓ方法进行求 Ｅ ［ ］ １ １ ７ ６ － 使用具有 ２ 阶精度的 Ｂ 解 ． Ｄ（ ｂ ｏ ｕ ｎ ｄ ｅ ｄ ｃ ｅ ｎ Ｃ － ） 格式进行空间参数离散 ， 时间项 ｔ ｒ ａ ｌ ｄ ｉ ｆ ｆ ｅ ｒ ｅ ｎ ｃ ｉ ｎ ｇ 使用 ２ 阶隐式格式 ， 时间步长为 １ ． ０ ｓ μ １ ． ２ 计算模型及边界条件 为了简化计算 任 务 ， 本文的计算模型选取隔 舱消融 的 ３ 个 典 型 时 刻 进 行 研 究 ： 模 型 ａ级 间 通 模型 ｂ 道直径与 Ⅰ 脉冲 燃 烧 室 内 径 比 值 为 ０ ３ ３； ． 级间通道直 径 与 Ⅰ 脉 冲 燃 烧 室 内 径 比 值 为 ０ ５； ． 模型 ｃ级间通道直径与 Ⅰ 脉冲燃烧室内径比值为 （ 隔舱完全消融 ） ７ １ ．Ⅱ 脉冲燃烧室的装药采 用 ０ ． 内孔 ＋ 端面燃烧 药 型 ， 取二维轴对称模型进行计 ） 算， 计算区域 如 图 １（ 所 示． 本文所选推进剂密 ａ
火箭发动机专业综合实验(13.1)--固体火箭发动机直列式点火实验指导书
宇航推进专业综合实验指导书固体火箭发动机直列式点火综合实验报告人：班 级：同组人：指导老师：日 期：固体火箭发动机直列式点火实验指导书1．实验目的1.考察点火管零件参数与点火条件之间的关系提供分析依据2.了解微型脉冲功率装置组成和工作原理，学会使用电流互感器和电压探头并通过示波器记录波形，掌握微型脉冲功率装置使用要点，能独立完成脉冲放电和测试实验。
3.掌握导弹发动机点火系统的工作原理和安全特性，了解固体火箭发动机点火系统实验过程，了解硼/硝酸钾的钝感特性，能独立完成点火实验，有条件下测试点火延迟时间，并分析不同实验条件下延迟时间的一致性范围。
2．实验背景介绍固体火箭发动机常用点火装置由起爆器、点火器和一些辅助部件组成。
起爆器在电能和其他非电能量的激发下使起爆器起爆，继而点燃点火器，点火器所产生的炽热火焰点燃发动机主装药。
按激发能源不同，起爆器可分为电起爆器和非电起爆器。
按起爆器和点火药是否安装在一起，点火器可分为整体式和分装式。
国内目前导弹和火箭发动机点火系统安全设计思想是以结构钝感为主，对药剂以防护为主，安全要求是满足1A/1W 不发火。
固体火箭发动机直列式点火系统与目前点火系统最大的不同在于取消了电爆管，直接点燃点火药，这时，点火药成为了始发药，点火装置的安全性不再受电爆管的起爆药感度限制，极大的提高了点火装置的安全性。
从而可将结构钝感的安全设计思想和药剂钝感思想结合起来必将极大的提高点火系统的安全性能。
因此以冲击片点火技术为基础的新型固体火箭发动机点火装置可以设计成直列式点火序列。
直列式点火管是直列式引爆概念的延申，是直列式火工品的一种，美国军用标准中还有用非隔断式爆炸序列（Non-interrupted explosive trains）这种说法，而直列式火工品的特点主要体现在以下几个方面：首先，直列式火工品的使用方式与错位式火工品不同，按照美国海军武器系统炸药安全审查局（WSESRB）的技术手册——《非隔断式爆炸序列电子安全与解除保险装置技术手册》（Technical Manual for Electronic Safety and Arming Devices With Non-Interrupted Explosive Trains）的说法：弹药引信历史上一直使用敏感的炸药元件，在解除保险之前它的输出被机械地隔断，在这些引信中解除保险过程的控制是用机械方法完成的，固态电子器件的出现和迅速发展为引信安全设计带来了变化，近年来炸药爆炸元件的发展提供了一种选择，即爆炸序列的机械隔断不再是必需的了。
脉冲爆轰发动机第一和第二次循环的数值模拟
文章编号 : 025821825 (2009) 0420439205脉冲爆轰发动机第一和第二次循环的数值模拟于陆军 ,范宝春 ,归明月 ,董 刚(南京理工大学瞬态物理实验室 ,江苏 南京 210094)摘 要 :对脉冲爆轰发动机两次循环工作过程进行轴对称数值模拟 ,考虑了包含 19 个基元反应和 9 种组份的 H 2 2O 22N 2 详细化学反应动力学机理 ,通过改进的 ISA T 方法 (动态自适应建表) 减少反应化学的计算时间 。
数值结果显示了脉冲爆轰发动机充气 ,起爆 ,卸压和再充气的循环工作过程 。
根据数值计算结果 ,详细地讨论了两次循环管 内 、外流场的结构间的差异 。
两次循环中管内 、外流场结构的差异又导致二者推力和冲量的不同 。
关键词 :爆炸力学 ;多循环脉冲爆轰发动机 ;动态自适应建表 ;悬挂激波 文献标识码 : A ①中图分类号 :O381Prop a g atio n A l g o r it h m [ 5 ]) 对多循环脉冲爆轰发动机工作过程进行数值模拟 , 并且基于作者改进的 ISA T0 引 言[ 6 ] ( In Sit u A d ap t ive Ta b ulatio n ) 方法 处理化学反应问题 ,以缩减计算时间 。
基于计算结果 ,对脉冲爆轰发动机前两次循环的管内外流场的结构间的差异及 其对推力的影响进行了详细阐述 。
脉冲爆轰发动机 (p u l s e deto n atio n e n gi n e , P D E ) 是通过利用周期性的爆轰波来产生推力的新概念发 动机 。
典 型 的 脉 冲 爆 轰 发 动 机 的 工 作 频 率 为 402150 Hz 。
连续工作的脉冲爆轰发动机提供的推力是渐趋于稳定 ,此外 ,管外复杂流场中的涡与激波的相 互作用 ,还会导致推力和冲量的振荡 ,所以研究第一 个和第二个循环的管内 、外流场结构差异具有必要 性 。
关键参数对固冲发动机二次燃烧性能影响规律及优化
ＤＵＡＮ Ｙａｎ－ｊｕａｎ，ＳＨＩ Ｘｕ，ＹＡＮＧ Ｙｕ—ｘｉｎ，ＱＩ Ｘｉｎ，ＣＡＯ Ｑｉ
（Ｔｈｅ ４１ｓｔ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｆｏｕ￣ｈ Ａｃａｄｅｍｙ ｏｆ ＣＡＳＣ，Ｘｉ＇ａｎ ７１００２５，Ｃｈｉｎａ）
Ａ ｂｓｔｒａｃｔ：Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ａｆｆｅｃｔｉｎｇ ｔｈｅ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｃｏｍ ｂｕｓｔｉｏｎ ｅｆ ｉ ｃｉｅｎｃｙ ｏｆ ｄｕｃｔｅｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ ｗｅｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ ａｎｄ ｋｅｙ ｐａ— ｒａｍｅｔｅｒｓ ｗｅｒｅ ｓｕｍ ｕｐ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ ｗｅｒｅ ｃａｒｒｉｅｄ ｏｕｔ ｔｏ ｓｔｕｄｙ ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｔｈｅ ｋｅｙ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｎ ｔｈｅ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ ｏｆ ｄｕｃｔｅｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍ ｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ｔｗｏ ２－Ｄ ｉｎｌｅｔｓ ９０。 ａｐａｒｔ．Ｍ ｏｒｅｏｖｅｒ，ａｎ ｅｘｐｅｒ ｉｍ ｅｎｔａｌ ｍｏｔｏｒ ｗａｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ａｎｄ ｔｅｓｔｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ：ｔｏ ｏｂｔａｉｎ ｈｉｇｈ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｅｆ ｉ ｃｉｅｎｃｙ ｆｏｒ ｄｕｃｔｅｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ｓｉｎｇｌｅ ｉｎｌｅｔ ａｌｏｎｇ ｔｈｅ ａｘｅｓ，ｔｈｅ ｏｐｔｉｍｕｍ ａｎｇｌｅ ｏｆ ｉｎｌｅｔ ｉｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ４５。 ａｎｄ ６０。．ａｎｄ ｔｈｅ ｈｅａｄ ｄｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ０．５Ｄ ａｎｄ ０．７５Ｄ ．Ｈ ｉｇｈｅｒ ｖａｌｕｅｓ ｍｅｎｔｉｏｎｅｄ ａｂｏｖｅ ａｒｅ ｒｅｃｏｍｍｅｎｄｅｄ ｗｈｅｎ ｔｈｅ ｅｘｃｅｓｓ ａｉｒ ｃｏｅｆ ｉｃｉｅｎｔ ｉｓ ｂｅｌｏｗ ２．０．Ｔ ｈ ｅ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｔｗｏ ｉｎｌｅｔｓ ａｌｏｎｇ ｔｈｅ ａｘｅｓ ｉｓ ｒｅｃｏｍｍｅｎｄｅｄ ｗｈｅｎ ｔｈｅ ｅｘｃｅｓｓ ａｉｒ ｃｏｅｆ ｉｃｉｅｎｔ ｉｓ ａｂｏｖｅ ２． ０．Ｔｈｅ ｏｐｔｉｍｕｍ ｄｉｓｔａｎｃｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｔｗｏ ｉｎｌｅｔｓ ｉｓ ａｂｏｕｔ ０．５Ｄ ａｎｄ ｔｈｅ ｏｐｔｉｍｕｍ ａｎｇｌｅ ｏｆ ｔｈｅ ｓｅｃｏｎｄａｒｙ ｉｎｌｅｔ ｉｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ４５。 ａｎｄ ６０。． Ｔｈｅ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｅｆ ｉ ｃｉｅｎｃｙ ｔｅｓｔｅｄ ｉｎ ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ ｗａｓ ａｂｏｖｅ ０．９２４ ｗｈｅｎ ｔｈｅ ａｉｒ ｔｏ ｆｕｅｌ ｒａｔｉｏ ｖａｒｉｅｓ ｆｒｏｍ １４ ｔｏ ２０．
双脉冲固体火箭发动机原理
双脉冲固体火箭发动机原理嘿，朋友，你有没有想过，在那遥远的星空之下，有一种超级厉害的东西在推动着火箭穿梭宇宙？没错，那就是双脉冲固体火箭发动机。
今天啊，我就来给你好好讲讲这神奇的双脉冲固体火箭发动机的原理，保证让你听得过瘾。
咱先说说固体火箭发动机的基本情况。
你看啊，固体火箭发动机就像是一个超级大力士，它里面装着固体燃料。
这固体燃料可不得了，一旦被点燃，就会产生巨大的能量。
想象一下，就像你点燃了一堆超级猛的篝火，那火焰呼呼地往上冒，产生的力量大得惊人。
固体火箭发动机就是利用这种燃烧产生的高温高压气体，从喷管高速喷出，从而产生反作用力，推动火箭前进。
这就好比你用力往后扔一个很重的东西，你自己就会往前冲，是一个道理。
那这双脉冲固体火箭发动机又有啥特别的呢？这双脉冲固体火箭发动机就像是一个拥有两种魔法技能的魔法师。
它把整个燃烧过程分成了两个阶段，也就是所谓的两个脉冲。
这就像是一场接力赛，第一棒跑一段，第二棒接着跑。
我给你举个例子吧。
你玩过那种有两层的烟花吗？第一层烟花放完之后，过一会儿第二层烟花又开始绽放。
双脉冲固体火箭发动机就有点像这个烟花。
第一个脉冲先工作，燃料开始燃烧，产生强大的推力，推动火箭飞行一段距离。
这个时候啊，火箭就像是一只被射出的箭，嗖地一下就飞出去了。
那第一个脉冲结束之后呢？这时候可就有趣了。
在双脉冲固体火箭发动机里，有专门的设计来控制第二个脉冲的启动。
这就像是一个开关，要在合适的时候打开下一轮的动力。
有人可能就会问了，这开关怎么这么神奇呢？其实啊，这涉及到很复杂的技术。
比如说，要精确地控制燃烧室的压力、温度等参数，就像走钢丝一样，得小心翼翼。
我的一个朋友啊，他刚开始研究这个双脉冲固体火箭发动机的时候，就被这些复杂的东西搞得晕头转向。
他跟我说：“这简直比解一道超级难的数学题还让人头疼。
”不过啊，当他慢慢理解之后，就觉得这简直是太酷了。
第二个脉冲启动之后，又会产生新的推力。
这就像是火箭的“二次加速”。
固体火箭发动机点火过程分析
固体火箭发动机点火过程分析
石润章;李成忠
【期刊名称】《海军航空工程学院学报》
【年(卷),期】2001(016)004
【摘要】固体火箭发动机点火过程是一个很复杂和快速的过程,从接受到电信号到产生热能,点火器的热能又传到发动机装药表面,火焰扩散到整个表面,产生热蒸汽充满发动机燃烧室.
【总页数】3页(P475-477)
【作者】石润章;李成忠
【作者单位】海军航空工程学院科研部,山东烟台,264001;海军航空工程学院科研部,山东烟台,264001
【正文语种】中文
【中图分类】V43.5
【相关文献】
1.大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程分析 [J], 钟涛;王中伟;张为华
2.一种软隔层双脉冲固体火箭发动机点火冲击仿真分析 [J], 王坚; 陈雄; 许进升; 李宏文
3.固体火箭发动机点火试验燃面退移最优重建方法研究 [J], 王世辉;陆明;王欢欢;黄家骥;乔文生
4.基于点火药颗粒的固体火箭发动机点火瞬态过程数值研究 [J], 丁鸿铭;卓长飞;陈浩田;台经华
5.固体火箭发动机点火装置型号与产品化一体化工作模式初探 [J], 张丽芳;唐宏;王玉强;胡伟;邱安萍
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双侧切向进气固冲发动机二次燃烧仿真
双侧切向进气固冲发动机二次燃烧仿真
刘杰;李进贤;冯喜平;郑亚
【期刊名称】《计算机仿真》
【年(卷),期】2011(28)2
【摘要】研究发动机性能优化问题,燃烧是关键技术.为提高同冲发动机二次燃烧效率,提出了一种新型切向进气方式,采用Realizablek-ε湍流模型及单步涡团耗散燃烧模型,对双侧切向进气式固冲发动机补燃室内三维反应流场进行了数值仿真,研究了切向进气对同冲发动机二次燃烧的影响.当空气射流以切向进入补燃室时,气流产生旋转,燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高,并且有利于发动机壁面热防护.当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一使燃烧效率最大的切入角,根据研究的模型发动机结构进行仿真,结果表明,提高了发动机性能,加快了燃烧的速度,对固冲发动机设计提供重要依据.
【总页数】5页(P72-75,83)
【作者】刘杰;李进贤;冯喜平;郑亚
【作者单位】西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072;西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072;西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072;西北工业大学航天学院,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】FV411.8
【相关文献】
1.下颌式进气道固冲发动机二次燃烧性能研究 [J], 杨玉新;段艳娟;平丽;何俊卿
2.头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究 [J], 王希亮;孙振华;贺永杰;马高建
3.进气道结构对含硼固冲发动机二次燃烧性能影响分析 [J], 胡旭;徐义华;王洪远;曾卓雄
4.头部两侧和单侧进气对固冲发动机燃烧影响 [J], 王希亮;孙振华
5.某两侧进气固冲发动机二次燃烧性能提升仿真研究 [J], 王希亮;陈志明;孙振华因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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1998年6月第19卷 第3期推 进 技 术JO U RN A L O F P ROP U LSIO N T ECHN OL OG YJun.1998Vol.19 No.3双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究李 江 肖育民 何国强(西北工业大学航天工程学院,西安,710072)张伟青 杨雨阳 马国宝(上海新力动力设备研究所,上海,200127) 摘 要:利用X射线高速实时荧屏分析(RT R)技术对双脉冲固体火箭发动机的二次点火过程进行了内视研究。
通过对RT R图像的分析,弄清了隔板的打开模式以及塞子在一级燃烧室中的运动规律,运用图像处理技术还获得了塞子飞出隔板后的平均速度及塞子与喷管碰撞后的反弹速度,这些结果为这种新型发动机的设计提供了实验依据。
主题词:双脉冲固体火箭发动机,RT R技术+,二次起动分类号:T435.6INNER VIEW OF DUAL-PULSE S OLID ROCKETMOTOR DURING SECO NDARY FIRINGLi Jiang Xiao Yum in He Guoqiang(Coll.of A stronautics,N orthw estern P oly technical U niv.,Xi′an,710072)Zhang Weiqing Yang Yuyang Ma Guobao(Shang hai Xin L i Po wer Equipment Research Inst.,Shanghai,200127) Abstract:T he transient process inside dual-pulse solid rocket motor dur ing secondary firing w asstudied using a sy stem of X-r ay real-t ime r adio gr aphy(RT R)technique.T he blow out pattern and t hemotio n law of the plug s inside the fir st combustion chamber w ere found out by analyzing the R T Rimag es.By using adv anced imag e pr ocessing techniques the mean flying v elocities of the plug s afterblow out and the r eflectio n velo cities of the plug s after impaction o n the conver gence section of t henozzle w er e obt ained.Subj ect terms:Dual-pulse solid r ocket mo tor,R T R technique+,Secondary start1 引 言80年代以来,由于材料、工艺技术等方面的迅速发展,对双脉冲固体火箭发动机的研究已取得了显著的进展[1～5]。
但是由于缺乏有效的研究手段,对二次点火过程隔板的打开模式、塞子在一级燃烧室内的运动规律、塞子的排出方式以及塞子对喷管收敛段的碰撞情况了解的还不够,这影响了研究工作的进展。
本文利用RT R技术对蜂窝隔板式双脉冲发动机的二次点火过程进行内视研究,以了解隔板的打开模式以及塞子在一级燃烧室中的运动规律。
收稿日期:1997-10-13Fig .1 Schematic diagram of dual -pulse solid rocket motor 1.Double base propellant 2.Core 3.Inserter 4.Graphite nozzle 5.First chamber 6.Plug 7.Ignition cartridge 8.Secondary chamber2 实验系统2.1 实验发动机蜂窝隔板式双脉冲发动机的结构简图如图1所示,二级燃烧室中放置按真实装药形状加工的芯模,以模拟真实工作状态下燃烧室的自由容积以及流动状态,芯模前面放有一片双基推进剂,点火药包用黑火药和点火头制成。
中间的隔板开有若干孔,用塞子塞住,当一级燃烧室工作时,燃烧室的压力将塞子紧紧压住;当二级点火时,二级燃烧室的压力将塞子吹出隔板。
2.2 RTR 系统图2是RTR 系统总体布局简图,说明见文献[6]。
实验结束以后把高速运动分析仪中的数字图像信号转存到计算机中,进行处理和分析。
X 射线路径上介质对射线的衰减规律可以用Beer 定理来描述:I ()=I 0ex p [-ml ( )]。
式中I 0为原射线强度,I 为透过介质后射线强度,m 为介质的线吸收率, 为方位角,L ( )为方位角上的介质厚度。
可以看出,接收屏上的X 射线分布反映出X 射线路径上介质对射线的衰减,也即反映了该路径上介质厚度及密度的变化,因此X 射线图像的明暗变化反映了发动机内部工作的真实情况。
压强信号由CS2092数据采集系统采集,多回路时间控制器用于控制点火信号和高速运动分析仪的触发,为了保证能够可靠地记录RTR 图像,高速运动分析仪的触发时间设置要比点火的触发信号早一些。
Fig .2 RTR measurement system3 实验结果及分析3.1 压强-时间曲线压强的最大值对应隔板的打开压强,压强急剧下降段的时间间隔为塞子的打开时间,图62推 进 技 术1998年3是典型的压强-时间曲线。
将几发实验的压强-时间曲线画在一个坐标系中,发现除压强峰差别比较明显外,其他部分重合的非常好,说明蜂窝式双脉冲发动机二次点火过程的重复性比较好。
5发实验压强-时间曲线中的最大压强分别为1.06M Pa, 1.40M Pa, 1.15M Pa, 1.36MPa 和1.10M Pa 。
Fig .3 Pressure -time curve3.2 动态RTR 图像通过反复播放RT R 图像,可观察到隔板打开模式及塞子的运动规律。
(1)隔板打开时塞子并非同时从隔板飞出,但前后分散程序不是很大,塞子飞出后的速度和方向基本保持一致。
(2)塞子从隔板飞出后,在一级燃烧室中的运动方向与燃烧室的轴线基本保持平行,没有与燃烧室壁发生碰撞。
(3)塞子到达喷管后,靠近中心线的一小部分塞子直接排出喷管,另一部分塞子与喷管收敛段发生碰撞向回反弹,与碰撞前的速度相比反弹速度明显降低,反弹后塞子的运动方向差异比较大,一部分塞子和燃烧室壁发生多次碰撞,一直弹回燃烧室头部,并与隔板又发生碰撞。
3.3 图像处理为了获得比较好的图像效果,本文在图像处理过程中使用了一种专门为处理RT R 图像而开发的图像处理软件,该软件不仅采用了亚象素法插值放大,自适应边缘提取等先进的图像处理技术,而且针对RT R 图像的特点设计了一些专用的算法,还可以自动或手动跟踪特征比较明显的塞子,并且根据定标自动显示塞子的坐标及运动速度。
图4(a)为处理前的原始图像,图4(b )为经过插值放大和边缘提取等处理后的图像。
由于原始图像效果比较差,得出的速度误差比较大,所以将各点的速度取平均值,表1列出了几发实验塞子的平均速度,前4组数据为塞子飞出隔板后的平均速度,5(1)为塞子到达喷管之前的平均飞行速度,5(2)为塞子与喷管收敛段碰撞后的反弹速度。
Table 1 The vel ocities of the pluge Number of test12345(1)5(2)Velocities of pluge (m /s)2728252530 3.93.4 实验数据分析(1)塞子到达喷管时的速度大于飞离隔板时速度,即塞子在一次燃烧室中呈加速飞行。
(2)隔板打开压强和塞子的飞行速度之间的关系并不像想象的那么大,估计这是由于隔板打开瞬间,气流在塞孔发生雍塞造成的。
(3)对比5(1)和5(2),可以发现塞子与喷管收敛段发生碰撞后速度衰减很大,说明塞子对喷管的碰撞比较严重,实验结束后在石墨喷管的收敛段发现有许多小凹坑也证明了这一点。
通过图像处理获得了塞子与喷管收敛段碰撞前后的飞行速度,如果能够确定塞子与喷管63第19卷第3期 双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究理碰撞的时间,就可以根据动量定律计算出塞子对收敛段的碰撞力,这个参数对双脉冲发动机的设计来说是很关键的。
但由于这次实验条件的限制,无法对塞子与喷管收敛段的碰撞过程进行拍摄,因此无法确定碰撞时间,在今后的实验中需要对实验器进行改进。
Fig .4 Primary and processed images4 结 论(1)隔板打开时塞子并非同时从隔板飞出,塞子飞出后的速度和方向基本保持一致。
(2)塞子从隔板飞出后,在一级燃烧室中加速运动,且运动方向与燃烧室轴线保持平行。
(3)为了减少塞子对喷管喉部碰撞损伤,有必要对双脉冲发动机隔板塞子布局进行改进,从实验的结果来看,由于塞子在一级燃烧室中的运动方向基本与轴线保持平行,建议在隔板上半径等于喷管喉径的圆环附近不布置或少布置塞子。
参考文献1 M cDo nald A J.A n affordable solutio n to future space propulsion needs.A IA A 84-11882 F roning H D .A ir frame -propulsion consideratio ns for pulse -missiles .AI AA 86-04443 朱光辰.一种双脉冲发动机的技术研究.中国宇航学会固体火箭推进技术研讨会论文集,延吉:1995.4 司学龙.固体火箭发动机推力调节技术及其应用.中国宇航学会固体火箭推进技术研讨会论文集,延吉:1995.5 叶定友.固体火箭发动机多次启动技术及其应用.推进技术,1989,10(1)6 肖育民,何国强,黄生洪,等.用RT R 技术研究固体火箭发动机燃烧室中粒子运动轨迹(Ⅰ)可行性分析与试验研究.推进技术,1997,18(5)64推 进 技 术1998年。