固冲发动机

摘要： 针对多变量调节、喷管调节、进气道调节及定几何固冲发动机开展全飞行包线工作性能数值仿真,对比分析了不同类型固冲发动机不同工况下工作性能的分布情况和具体差异。结果表明,可调喷管可提高小喉径不可调喷管低空低速和大喉径不可调喷管高空高速时的推力性能;低速和高速状态下可调进气道和可调喷管分别对推力提升作用更大;在使用可调喷管的基础上使用可调进气道不仅能最大限度提高发动机推力和比冲,还可扩大发动机的正常工作包线;与中等喷管喉径定几何固冲发动机相比,多变量调节固冲发动机在高度为5 km,速度为Ma 2.5时推力提高24%,在高度为20 km,速度为Ma 4时比冲提高26%。

摘要： 固冲发动机转级时进气道出口堵盖通常采用火工品爆炸方式打开,会对固冲发动机产生很大的瞬时冲击作用,进而影响弹体飞行姿态和弹上仪器的正常工作.借助Autodyn软件的显式动力学方法,对进气道出口堵盖打开时爆炸冲击响应进行了数值仿真分析,获得了固冲发动机不同位置的冲击加速度时域曲线和冲击响应谱曲线,并与试验结果进行了对比分析.结果表明,数值仿真结果与试验结果基本一致,轴向冲击加速度的最大值偏差为6.2％,径向冲击加速度的最大值偏差为4.9％.通过仿真分析,揭示了固冲发动机进气道出口堵盖打开时最大冲击加速度和冲击响应谱的变化规律,对评估全弹飞行过程中进气道出口堵盖打开时振动冲击环境以及对弹上仪器的影响具有重要的意义.

摘要： 以固体冲压发动机为动力的导弹,其纵向通道控制系统设计中需要考虑固冲发动机的可控性、控制的经济性以及发动机的安全性,需要对固冲发动机开展充分的试验验证,通过补燃室压强控制试验验证发动机性能,为导弹总体控制创造条件;文章提出了一种基于补燃室压强闭环的控制策略,可以在固冲发动机地面直连试验中有效验证固冲发动机控制性能;建立了固冲发动机燃气发生器、补燃室数学模型,设计控制律并进行数学仿真;仿真结果表明,文章设计的补燃室压强闭环控制系统可实现补燃室压强控制,充分反应了固冲发动机控制性能,可根据研究结果开展导弹纵向通道控制系统设计,实现导弹总体对固冲发动机能量管理及进气道保护等方面的需求.

摘要： 采用固冲动力的导弹总体方案论证阶段,推阻匹配是总体方案设计的核心,如何快速进行推阻匹配分析并给出改进建议是设计难点。本文系统论述了推阻匹配分析原则,制定了评估标准,设计了不同的推阻匹配分析方法,提出总体优化设计方案,并通过仿真算例对方法进行验证,可为采用固冲发动机的战术导弹快速方案论证和设计提供通用方法和指导。

摘要： 以解决固冲发动机长时间工作的热防护需求为目标,通过归纳概括国内外碳化硅陶瓷基复合材料应用于固冲发动机燃烧室、喷管和燃气阀的研究现状,获得了碳化硅陶瓷基复合材料耐高温、抗烧蚀以及高强度的优异性能.结合固冲发动机工作特点及关键技术,分析了C/C-SiC复合材料应用于固冲发动机各个长时间工作高温部件的可行性,并提出实际应用中存在的难题.

摘要： 针对目前变流量固冲发动机固定几何尾喷管引起的发动机推力性能下降,控制过程发动机稳定性难以保证的问题,提出尾喷管可调与燃气流量可调的复合控制方案.采用集总参数法对固冲发动机建模,对固冲发动机系统进行控制回路划分,设计各个子回路控制方案.使用闭环PID控制方案实现固冲发动机变推力与变高度过程,模拟结果表明变推力与变高度过程均用时较短,参数超调量与负调量小,控制过程平稳快速.得出复合控制方案能保障固冲发动机控制过程的稳定性,维持发动机各个部件工作性能的结论.

摘要： 燃气发生器的燃气流量调节既能有效改变固冲发动机的推力,又可使固冲发动机工作点在空燃比附近,保证发动机高效、安全工作的同时具有良好的推力调节能力.但在燃气流量调节系统中存在负调现象,负调量较难控制且难以通过点火实验精确地测量.为了对燃气流量调节进行优化控制,推导了系统的开环传递函数并分析该系统为非最小相位系统.通过从基本工作原理上分析负调现象,解释出负调现象的产生原因是由于压强的响应滞后于喷喉面积的变化,并得出负调现象的起始条件、终止条件及影响因素.以电动锥阀式流量调节系统为例,使用Matlab/Simulink分别对不同的脉冲频率、自由容积、初始喷喉面积条件下的燃气流量动态响应进行仿真.仿真结果验证了理论分析的正确性,并得出适合该系统的驱动步进电机的脉冲频率值,为燃气流量调节的优化控制与实验提供了参考依据.

摘要： 研究了固冲发动机进气道转级试验的半自由射流试验台,通过在射流喷管后加装直管扩压器,采用数值模拟方法计算喷管在同一飞行马赫数不同飞行高度下的启动性能,并进行试验验证.试验结果表明,加装直管扩压器的试验方法可以提高模拟的飞行高度,并大大降低试验台建设成本,利用该试验方法可为固冲发动机进气道转级试验研究提供有效的试验流场.

摘要： 地面试验验证了固冲发动机的方案及发动机性能,在地面试验的基础上进行了固冲发动机飞行试验,进一步验证了固冲发动机性能、进气道与补燃室设计的匹配性及飞行环境适应性.飞行试验表明:固冲发动机性能可靠,工作稳定,进气道与补燃室设计匹配性良好,推力满足飞行试验要求,内弹道性能与预示结果相当,试验飞行器全程处于加速飞行状态,发动机推力能够克服飞行阻力,飞行试验获得理想的结果.

摘要： 基于固冲发动机燃气发生器喉部面积调节理论，本文在LabVIEW平台下研究实现了流量调节控制试验系统设计。详细阐述了固冲发动机流量调节控制原理，试验系统的硬件构架、软件设计，模型的控制算法推导及控制策略。模型仿真及实验结果表明，该系统实现了固冲发动机流量调节控制半实物仿真实验及实物试验，满足控制实时性、可靠性要求，控制精度高、界面友好、运行稳定可靠，为流量调节技术研究提供了重要的试验技术手段。

摘要： 本文发展了一种利用补燃室温度场测量对数值计算有效性进行校测的方法,设计了实验发动机并开展了直连实验,对非壅塞式固冲发动机开展研究.根据测量的数据计算了燃气发生器和进气道的参数,并将之作为边界条件开展数值模拟.实验获得的温度场和数值模拟获得的结果在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值方法的有效性.

摘要： 固冲发动机补燃室绝热层的烧蚀问题是目前固冲发动机研制过程中所面临的一个重要问题。针对固冲发动机补燃室富氧环境,建立了一套富氧烧蚀实验系统。其工作原理为用常规燃气发生器产生的燃气与氧气、空气混合,通过控制燃气、氧气和空气的流量,模拟固冲发动机补燃室内的压强、流量、燃气温度和余氧系数等参数。利用本实验系统可开展固冲发动机补燃室绝热层配方筛选和烧蚀机理研究,从而为固冲发动机热结构设计提供依据。

摘要： 发展了一种利用补燃室温度场测量对数值计算有效性进行校测的方法,设计了实验发动机并开展了直连实验,对非壅塞式固冲发动机开展研究。根据测量的数据计算了燃气发生器和进气道的参数,并将之作为边界条件开展数值模拟。实验获得的温度场和数值模拟获得的结果在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值方法的有效性。

摘要： 针对吸气式空空导弹存在的推阻匹配设计难题,通过引入优化设计方法建立了综合考虑气动/推进/质量/弹道的多学科一体化优化设计技术.其中,气动性能预测采用代理模型技术,即通过几何外形参数化建模技术、非结构网格技术和高精度CFD技术构建气动数据库,据此建立包含导弹几何外形信息的气动性能代理模型,并对其精度进行了考核验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机内弹道理论建立,计算精度满足工程要求. 通过集成以上学科预测模型,以质点弹道仿真评估的技术指标为优化目标,对一种类"流星"吸气式空空导弹的进气道和翼面外形开展了优化设计,最终获得了满足推阻匹配要求的气动外形,通过优化使导弹动力射程提高了10％,表明所建立的一体化优化设计技术,可以有效解决吸气式空空导弹外形气动与推进耦合设计中的推阻匹配问题,可以显著提高导弹的动力射程.

摘要： 通过对富氧烧蚀试验后的试件进行电镜分析,认为绝热层烧蚀过程中燃气流中的氧化性组分会渗入炭化层内部,在炭化层内的孔隙中与材料发生放热的化学反应,大量消耗碳,加剧了烧蚀的过程。在试验结果分析的基础上建立了富氧条件下以基体层、热解层、炭化层三层结构为基础的富氧烧蚀模型,并将化学反应引入到整个炭化层中,建立的富氧烧蚀模型和计算方法为固冲发动机热结构设计提供了理论依据。

摘要： 为探索对流环境下硼颗粒的燃烧机理,在国内外相对静止气氛下硼颗粒燃烧过程研究基础上,建立对流环境下硼颗粒燃烧过程试验系统,研究对流环境下硼颗粒燃烧过程试验方法和测试方法,获得了硼颗粒温度、燃烧特征光谱以及燃烧火焰面大小的变化规律.结果表明,在本项目的研究工况范围内,采用酒精和氧气燃烧加热,然后再通入一定工况的氧气和氮气混合气的方式可点燃硼颗粒,在此过程中,硼颗粒火焰面会经历先增大后减小的过程；在对流环境下的硼颗粒燃烧过程中,颗粒自身温度所能达到的最大值随来流速度的增大而增加,而到达相应自身温度最高点所需时间呈现出现递减趋势;硼颗粒燃烧过程中特征光谱强度也随气流速度的增加而增大。

摘要： 为探索对流环境下硼颗粒的燃烧机理,在国内外相对静止气氛下硼颗粒燃烧过程研究基础上,建立对流环境下硼颗粒燃烧过程试验系统,研究对流环境下硼颗粒燃烧过程试验方法和测试方法,获得了硼颗粒温度、燃烧特征光谱以及燃烧火焰面大小的变化规律.结果表明,在本项目的研究工况范围内,采用酒精和氧气燃烧加热,然后再通入一定工况的氧气和氮气混合气的方式可点燃硼颗粒,在此过程中,硼颗粒火焰面会经历先增大后减小的过程；在对流环境下的硼颗粒燃烧过程中,颗粒自身温度所能达到的最大值随来流速度的增大而增加,而到达相应自身温度最高点所需时间呈现出现递减趋势;硼颗粒燃烧过程中特征光谱强度也随气流速度的增加而增大。

摘要： 为探索对流环境下硼颗粒的燃烧机理,在国内外相对静止气氛下硼颗粒燃烧过程研究基础上,建立对流环境下硼颗粒燃烧过程试验系统,研究对流环境下硼颗粒燃烧过程试验方法和测试方法,获得了硼颗粒温度、燃烧特征光谱以及燃烧火焰面大小的变化规律.结果表明,在本项目的研究工况范围内,采用酒精和氧气燃烧加热,然后再通入一定工况的氧气和氮气混合气的方式可点燃硼颗粒,在此过程中,硼颗粒火焰面会经历先增大后减小的过程；在对流环境下的硼颗粒燃烧过程中,颗粒自身温度所能达到的最大值随来流速度的增大而增加,而到达相应自身温度最高点所需时间呈现出现递减趋势;硼颗粒燃烧过程中特征光谱强度也随气流速度的增加而增大。

摘要： 本发明提供的一种发动机头部结构、固液混合火箭发动机以及火箭，涉及火箭发动机技术领域，包括：发动机头盖；直通接头，直通接头连接在发动机头盖的顶端，用于灌注氧化剂；旋流喷注器，旋流喷注器连接在发动机头盖的底端；且旋流喷注器与发动机头盖之间形成有集液头腔，该集液头腔与直通接头连通；集液腔外筒，集液腔外筒套设在旋流喷注器的外部，且集液腔外筒与旋流喷注器之间形成有环形集液腔，该环形集液腔与集液腔头部连通；旋流喷注器上设置有至少一个离心喷注通道，该离心喷注通道的轴向与旋流喷注器的内腔的内壁表面相切，以将氧化剂从环形集液腔切向导入至旋流喷注器的内腔。

摘要： 本发明公开一种固液点火发动机多次催化启动主发动机方法及点火控制装置，通过在主发动机前燃室处安装催化点火发动机；由点火控制装置为催化点火发动机及主发动机分别供给过氧化氢，由催化式点火发动机实现主发动机的多次点火启动，通过将过氧化氢通入催化式点火发动机后，在催化床作用下分解为氧气和水，放出大量热量形成高温富氧气体混合物，高温富氧混合物进入燃烧室，与药柱发生反应，产生高温燃气，高温燃气进入主发动机前燃室内，使通入主发动机欠然是内的过氧化氢催化分解，产生的高温燃气，点燃主发动机内的药柱，点燃主发动机。本发明可用于各种推进剂组合的发动机，启动可靠，安全性好。

摘要： 本发明提供一种固液火箭发动机燃烧控制方法及变推力固液火箭发动机，固液火箭发动机采用通过螺旋叶片形成螺旋通道的螺旋嵌套式药柱；通过调控氧化剂的喷注方式，以使得氧化剂沿螺旋嵌套式药柱轴向直流喷注、与螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向同旋喷注，或与螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向反旋喷注，进而改变燃烧界面的退移速率。变推力固液火箭发动机中，氧化剂入口连通集成式喷注器，通过控制喷注通道进而控制氧化剂的喷注方式，实现推力调控。本发明中基于氧化剂的旋流方向对于螺旋嵌套式药柱退移速率的影响特性，实现了固液火箭发动机燃烧特性的有效调控，解决了固液火箭发动机的发动机推力调控结构复杂的问题。

摘要： 本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种固液火箭发动机系统成本估算方法及固液火箭发动机系统。一种固液火箭发动机系统成本估算方法，方法包括：初始化固液火箭发动机系统内的需求模块，得到结构参数和性能参数；将固液火箭发动机系统内的结构参数和性能参数输入至对应的成本模型中，获取固液火箭发动机系统的需求模块的标准成本；根据需求模块的标准成本，计算考虑可靠性在内的需求模块的计算成本及固液火箭发动机系统的总成本。本申请能够从实际工程角度来计算一个型号发动机的研制成本，使研究人员在方案设计阶段能够掌握研制成本，以便在优化过程中兼顾成本与先进性，同时对其他种类发动机进行横向对比并向有关部门进行项目经费申请。

摘要： 具有利用该汽缸的燃烧循环以前的汽缸来识别曲轴的旋转量的旋转识别构件。在针对6汽缸中的某一个汽缸不能供给来自喷射器的燃料时，在该汽缸的燃烧循环以前，变更基于旋转识别构件的对象汽缸的汽缸数，以便识别在该汽缸的燃烧循环以前，燃烧循环连续的6个所有的汽缸的每一个的曲轴的旋转量，同时进行控制，使隔着该不能被供给燃料的汽缸，在位于燃烧循环的前后两侧的汽缸间的燃烧循环的间隔均一，并停止对燃烧循环的间隔与不能被供给燃料的汽缸一致的汽缸供给燃料的喷射器的燃料供给。

摘要： 本发明公开了一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机，涉及飞行器动力技术领域，固液混合火箭发动机启动装置包括液体燃料和若干个传热器，液体燃料均放置于燃料储箱内，且传热器安装于燃料储箱内的一侧，液体燃料用于经燃料储箱喷出并通过点火器点燃，传热器靠近点火器设置，并用于将液体燃料燃烧产生热量以及固体燃料融化后燃烧产生的热量传递至固体燃料并对固体燃料加热。该固液混合火箭发动机启动装置能够显著提高发动机的能量密度和燃烧性能。

摘要： 本发明提供的一种发动机头部结构、固液混合火箭发动机以及火箭，涉及火箭发动机技术领域，包括：发动机头盖；直通接头，直通接头连接在发动机头盖的顶端，用于灌注氧化剂；旋流喷注器，旋流喷注器连接在发动机头盖的底端；且旋流喷注器与发动机头盖之间形成有集液头腔，该集液头腔与直通接头连通；集液腔外筒，集液腔外筒套设在旋流喷注器的外部，且集液腔外筒与旋流喷注器之间形成有环形集液腔，该环形集液腔与集液腔头部连通；旋流喷注器上设置有至少一个离心喷注通道，该离心喷注通道的轴向与旋流喷注器的内腔的内壁表面相切，以将氧化剂从环形集液腔切向导入至旋流喷注器的内腔。

摘要： 本发明公开一种固液点火发动机多次催化启动主发动机方法及点火控制装置，通过在主发动机前燃室处安装催化点火发动机；由点火控制装置为催化点火发动机及主发动机分别供给过氧化氢，由催化式点火发动机实现主发动机的多次点火启动，通过将过氧化氢通入催化式点火发动机后，在催化床作用下分解为氧气和水，放出大量热量形成高温富氧气体混合物，高温富氧混合物进入燃烧室，与药柱发生反应，产生高温燃气，高温燃气进入主发动机前燃室内，使通入主发动机欠然是内的过氧化氢催化分解，产生的高温燃气，点燃主发动机内的药柱，点燃主发动机。本发明可用于各种推进剂组合的发动机，启动可靠，安全性好。

摘要： 本发明涉及一种用于涡轮发动机转子的旋转对称部件，例如盘(24')。所述部件具有旋转轴线(A)并且在其周缘上包括齿(22')的环形的列，所述齿在它们之间限定出用于将杉树形的转子叶片根部(10'，10″)保持在其中的凹槽(34'，34″)。每个齿包括第一侧面(40″)和第二侧面(40')，该第一侧面包括至少两个凸出部分，该至少两个凸出部分用于保持叶片根部并且被凹陷部分彼此分隔开，该第二侧面包括至少两个凸出部分(42)，该至少两个凸出部分用于保持相邻的叶片根部并且通过凹陷部分彼此分隔开。第一侧面的所述至少两个凸出部分位于以旋转对称部件的旋转轴线为中心的圆周(C3，C7)上，第二侧面的所述至少两个凸出部分位于以所述旋转轴线为中心的圆周(C4，C8)上。所述部件的特征在于，每个齿大体在其整个的纵向尺寸上关于大体的径向中间纵向平面(P2)不对称。每个齿的第二侧面的凸出部分的所述圆周中的至少一个(C4)位于第一侧面的凸出部分的圆周(C3，C7)之间，并且从所述圆周径向地偏移。

摘要： 本实用新型涉及一种适于单兵火箭发动机毛刷式装药的固药架、火箭发动机部件，属于单兵火箭发动机装药加工技术领域。本实用新型的固药架，在火箭发动机固药工作过程中可以通过矩形孔调整药管姿态，使药管垂直插入固药胶中，避免药管发生倾斜，斜靠在固药架上，消除药管与固药架分离时存在的摩擦阻力，消除了孔式固药架固药过程存在的安全隐患。