關(guān)于火箭科技論文1500字

　　火箭靠火箭發(fā)動機(jī)噴射工質(zhì)產(chǎn)生的反作用力向前推進(jìn)的飛行器。下面小編給大家分享關(guān)于火箭科技論文1500字，大家快來跟小編一起欣賞吧。

　　關(guān)于火箭科技論文1500字篇一

　　過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)流場及絕熱層燒蝕研究

　　摘 要：為了研究過載對發(fā)動機(jī)內(nèi)流場和絕熱層燒蝕的影響規(guī)律，對過載條件下的固體火箭發(fā)動機(jī)開展了數(shù)值仿真和旋轉(zhuǎn)過載試驗。仿真與試驗結(jié)果表明，過載量值和含鋁量是影響過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)粒子聚集濃度分布及絕熱層嚴(yán)重?zé)g區(qū)域的主要因素，在進(jìn)行發(fā)動機(jī)設(shè)計時應(yīng)綜合考慮，以保證發(fā)動機(jī)工作的安全性、可靠性。

　　關(guān)鍵詞：固體火箭發(fā)動機(jī);過載;發(fā)動機(jī)兩相流;絕熱層燒蝕

　　中圖分類號：V435 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1673-5048(2013)04-0037-04

　　InvestigationonInternalFlowandInsulatorErosionof SRMunderOverload

　　XINGZhihao1，LIUYanbin1，WANGHugan1，2，ZHANGZeyuan1，2

　　(1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China;2.AviationKeyLaboratoryof ScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China)

　　Abstract：Toresearchtheinfluenceregularoftheoverloadtotheinternalflowfieldandtheablation ofinsulator，thenumericalsimulationandrotatingoverloadtestofsolidrocketmotorunderthecondition ofoverloadisdone.ThesimulationandtestresultsshowthatthemagnitudeofoverloadandtheAluminiumcontentarethemainreasonstoinfluencethecollectionconcentrationofparticlesandtheareaofthe seriousinsulatorablation，whichshouldbeconsideredfullyinthedesignofsolidrocketmotortoguaranteethesafetyandreliabilityunderworkingcondition.

　　Keywords：solidrocketmotor;overload;twophaseflow;insulaatorerosion

　　0 引 言

　　當(dāng)前發(fā)達(dá)國家先進(jìn)在役中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈已屬于第四代，以美國的“阿姆拉姆”AIM-120為典型代表，其推進(jìn)系統(tǒng)具有高加速、強(qiáng)機(jī)動能力。該類發(fā)動機(jī)的主要特點是具有發(fā)射后不管和多目標(biāo)攻擊能力，而且飛行速度快，機(jī)動過載大，射程遠(yuǎn)。目前，空空導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動機(jī)大多采用含鋁復(fù)合推進(jìn)劑，發(fā)動機(jī)工作過程中生成的燃燒產(chǎn)物中含有大量的氧化鋁凝相粒子，因此發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)的流動為典型的兩相流。高過載會改變凝相粒子的運動軌跡，使粒子在發(fā)動機(jī)局部高度聚集，形成高稠密度的兩相流，惡化絕熱層的工作環(huán)境，嚴(yán)重時導(dǎo)致絕熱層防護(hù)體系失效，出現(xiàn)發(fā)動機(jī)燒穿故障。

　　湍流模型采用RNGk-ε湍流模型，解析性是由它直接從標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型變來。

　　1.2 兩相流模型

　　本文主要研究固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)凝相粒子的分布規(guī)律，將計算模型適當(dāng)簡化：(1)不考慮化學(xué)反應(yīng);(2)不考慮顆粒相的燃燒、蒸發(fā)、破碎過程;(3)不考慮粒子相的湍流擴(kuò)散效應(yīng)[1]。兩相流模型采用顆粒軌道法，氣相在歐拉坐標(biāo)下求解，粒子相在拉格朗日坐標(biāo)下跟蹤求解。

　　針對高過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)流動的特點，建立如下兩相流模型：氣相控制方程采用有加速度項的三維可壓粘性N-S方程，采用k-ε湍流模型;過載對粒子的影響是通過在具有加速度的參考坐標(biāo)系中建立流動域來實現(xiàn);粒子全部為三氧化二鋁，粒徑為單一分布，計算中取50μm;粒子與壁面的碰撞按照恢復(fù)系數(shù)為0.8的彈性碰撞處理。

　　1.3 邊界條件和網(wǎng)格劃分

　　本文計算中涉及到的邊界條件有出口邊界條件、固體壁面邊界條件和加質(zhì)壁面邊界條件三類。對于超聲速出口，不需給定任何邊界條件，全部氣流參數(shù)二階外推即可。固體壁面邊界是流場中最常見的邊界。對于粘性流體，一般采用無滑移條件，即認(rèn)為壁面處流體速度與該處壁面速度相同。當(dāng)壁面固定不動時，流體速度為零。粒子從加質(zhì)壁面均勻加入，加入速度為零，在固體壁面和推進(jìn)劑表面上應(yīng)用反彈模型，在噴管出口消失。發(fā)動機(jī)構(gòu)型根據(jù)給出的初始時刻發(fā)動機(jī)裝藥構(gòu)型，按照平行層規(guī)律，采用作圖法給出典型時刻的裝藥構(gòu)型，利用CAD軟件生成其三維構(gòu)型。

　　針對典型時刻的發(fā)動機(jī)構(gòu)型，進(jìn)行計算區(qū)域的構(gòu)造和網(wǎng)格生成，如圖1。考慮到計算構(gòu)型的結(jié)構(gòu)特征，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格單元控制在50～60萬之間，先進(jìn)行試算，對結(jié)構(gòu)在顆粒濃度較大處的網(wǎng)格加密，以保證計算的精度。

　　2.1 過載大小影響分析

　　粒子濃度分布如圖2所示，可以看出，從裝藥表面開始就已經(jīng)形成了粒子聚集帶，粒子流以一定角度沖刷燃燒室壁面，在發(fā)動機(jī)中后段壁面存在粒子聚集帶，粒子流與收斂段發(fā)生碰撞、反彈，形成了反彈聚集帶。比較不同過載下承載面分布情況，無過載條件下，粒子在殼體尾部、收斂段上呈圓周均勻分布，無明顯聚集點，過載為10條件下在承載方向上出現(xiàn)聚集點，聚集濃度略微上升，過載達(dá)到30時，粒子聚集帶濃度明顯升高，且粒子聚集帶位置逐漸向前擴(kuò)展。

　　2.3 過載對發(fā)動機(jī)內(nèi)流場、絕熱層燒蝕影響分析

　　由于采用含鋁復(fù)合推進(jìn)劑的固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)流場為典型的兩相流，在零過載條件下，裝藥燃燒產(chǎn)生的粒子流主要沿發(fā)動機(jī)軸向流動，除少量粒子在收斂段產(chǎn)生沉積外，大部分粒子基本沿噴管噴出。在過載條件下，兩相流中的粒子流動方向產(chǎn)生偏斜，粒子在流動過程中逐漸凝聚并最終沉積在絕熱層表面，加劇了絕熱層的燒蝕與炭化作用，隨著過載的持續(xù)效應(yīng)，產(chǎn)生粒子聚集區(qū)，加快了絕熱炭化層剝落程度，導(dǎo)致燒蝕增大。 　　在縱、橫過載作用下，裝藥燃燒生成的粒子運動軌跡發(fā)生偏移，圓管段尾部裝藥產(chǎn)生的粒子直接落在發(fā)動機(jī)殼體絕熱層上，圓管段頭部裝藥產(chǎn)生的粒子受橫向過載作用，先沿裝藥表面滑移并落在承載表面上，然后在藥柱尾端做具有一定初速的“拋射運動”。由于裝藥燃燒產(chǎn)生粒子位置不同，粒子運動軌跡也不盡相同，但粒子最終在承載方向上沉積并形成粒子聚集帶，粒子聚集帶將加劇對殼體絕熱層的傳熱，使絕熱層工作環(huán)境惡化，導(dǎo)致絕熱層燒蝕急劇增加，絕熱層有效厚度減薄。

　　3 試驗驗證

　　3.1 試驗原理和方法

　　為獲得發(fā)動機(jī)在過載條件下絕熱層的燒蝕特性和規(guī)律，開展半裝藥發(fā)動機(jī)地面過載試驗，該試驗在地面旋轉(zhuǎn)過載試驗臺上進(jìn)行，其原理見文獻(xiàn)[5]。發(fā)動機(jī)殼體尾部絕熱層為裸露狀態(tài)，如圖4所示。將試驗發(fā)動機(jī)和模擬發(fā)動機(jī)按要求狀態(tài)固定在夾具上，圖5為試驗時發(fā)動機(jī)裝夾示意圖，選取發(fā)動機(jī)中軸線上A點為過載設(shè)計點。

　　3.3 試驗分析

　　由試驗后發(fā)動機(jī)(如圖6)可以看出，發(fā)動機(jī)過載設(shè)計母線對應(yīng)絕熱層內(nèi)壁存在一條縱向粒子聚集帶，且在絕熱層尾部存在粒子聚集區(qū)，絕熱層燒蝕嚴(yán)重。

　　試驗后對三個狀態(tài)的發(fā)動機(jī)絕熱層剩余厚度進(jìn)行了測量，具體絕熱層燒蝕厚度分布情況見圖7。圖中測量以發(fā)動機(jī)殼體過載設(shè)計線外側(cè)為周向零點，逆時針方向為正，以殼體后端面為軸向零點，自后至前為正。

　　由圖7可以看出，A發(fā)動機(jī)絕熱層最大燒蝕位置出現(xiàn)在承載方向附近，隨著軸向距離增加，燒蝕厚度也逐漸增加，至150mm處時出現(xiàn)燒蝕最大值，然后隨著軸向距離增加，燒蝕厚度逐漸減小。B，C發(fā)動機(jī)也呈現(xiàn)出相同的趨勢，其中B，C狀態(tài)試驗發(fā)動機(jī)絕熱層最大燒蝕位置在周向上也出現(xiàn)在承載方向附近，軸向位置分別位于150mm、250 mm處。說明承載方向絕熱層上存在最大燒蝕點，且該點隨著過載、鋁含量的增加而逐漸向前擴(kuò)展。

　　對比圖7(a)、7(b)可知，B發(fā)動機(jī)絕熱層在對應(yīng)測量界面上的燒蝕厚度均大于A發(fā)動機(jī)，表明發(fā)動機(jī)在過載相同的條件下，隨著鋁粉含量的增加，絕熱層燒蝕厚度也明顯增加。

　　對比圖7(b)、7(c)可知，C發(fā)動機(jī)絕熱層在對應(yīng)測量界面上的燒蝕厚度均大于B發(fā)動機(jī)，表明在鋁含量相同的條件下，隨著過載量值的增加，絕熱層燒蝕厚度也明顯增加。

　　4 結(jié) 論

　　通過開展過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)兩相流內(nèi)流場仿真及旋轉(zhuǎn)過載試驗，得到如下結(jié)論：

　　(1)過載條件下發(fā)動機(jī)兩相流中粒子流動方向產(chǎn)生偏斜，在承載方向形成一條縱向粒子聚集帶，絕熱層尾部區(qū)域存在高濃度粒子聚集區(qū);

　　(2)絕熱層燒蝕厚度自后至前逐漸減小，在尾部絕熱層局部區(qū)域存在最大燒蝕點，且該點隨著過載、鋁含量增加而逐漸向前擴(kuò)展;

　　(3)在相同過載的條件下，隨著鋁粉含量的增加，絕熱層燒蝕厚度也明顯增加，反之亦然;

　　(4)含鋁量、過載量值是影響過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)粒子聚集濃度分布及絕熱層嚴(yán)重?zé)g區(qū)域的主要因素，在進(jìn)行發(fā)動機(jī)設(shè)計時應(yīng)綜合考慮，以保證發(fā)動機(jī)工作的安全性、可靠性。

　　參考文獻(xiàn)：

　　[1]何國強(qiáng)，王國輝，蔡體敏，等.高過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)流場及絕熱層沖蝕研究[J].固體火箭技術(shù)，2001，24(4).

　　[2]李江，何國強(qiáng)，秦飛，等.高過載條件下絕熱層燒蝕實驗方法研究(Ⅰ)方案論證及數(shù)值模擬[J].推進(jìn)技術(shù)，2003，24(4).

　　[3]樂發(fā)仁，馮喜平，武淵，等.高過載條件下固體火箭發(fā)動機(jī)絕熱層失效研究[J].固體火箭技術(shù)，2005，28(1).

　　[4]王福軍.計算流體動力學(xué)分析―――CFD軟件原理與應(yīng)用[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.

　　[5]李翔.發(fā)動機(jī)過載試驗技術(shù)研究[J].航空兵器，2008(1).

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