PDF《小型旋转固体火箭发动机工作性能研究》

0 反映了侵蚀燃烧使燃气生成率增加的影响. 推进剂装药采用多根管形药柱, n=7不仅装填系数大, 且极限装药量也大.药柱内、 外表面同时燃 烧, 端面包覆, 特点是恒面燃烧、 燃烧面较大、 能产生较大的推力.选用双 铅-2推进剂, 药柱尺寸为?4

4 (

1 4 )mm*5 9mm, 单根药柱质量为1

3 0g , 总装药量为9

1 0g , 如图2所示. 用Matlab软件采用四阶龙哥库塔法编制固体火箭发动机内弹道计算程序进行计算, 计算结果如 图

3、 图4所示. 图2 多根管形装药结构 F i g .

2 M i l t i - t u b u l a r c h a r g e 图3 压力 - 时间曲线 F i g .

3 P r e s s u r e - t i m ec u r v e 图4 推力 - 时间曲线 F i g .

4 T h r u s t - t i m ec u r v e

3 喷管的设计 喷管设计要求在喷喉出口处实现流场达到超音速状态.目前比较经典的喷管是拉瓦尔喷管, 其特 点是由收缩段和扩张段组成, 没有明显的平直段.本研究根据固体旋转发动机结构尺寸的要求, 喷管的 尺寸很小, 为了加工工艺可操作性和抗燃烧产物烧蚀性, 喷管需要加一平直段.增加平直段以后有可能 对喷管内的流场产生影响, 不利用发动机的稳定工作.因此利用 F l u e n t软件对喷管内的流场进行分 析, 确定在喷喉出口处流场能否达到超音速状态.喷管是轴对称结构, 采用二维模型进行简化. 3.

1 几何模型 图5 喷管的网格模型 F i g .

5 G r i d d i n gm o d e l o fn o z z l e 几何模型如图5所示.喷管包括收缩段、 平直段、 扩张段.发动机喷 管的膨胀比为ε A=7. 7, 喷喉直径d t=8. 0mm. 3.

2 定义边界条件和迭代计算 选取喷管收缩段的入口为压力的入口, 压力和温度选取从燃烧室出来 的工作平均压强6 . 2M P a ( 如图3所示) 和气体温度1

9 2 4K, 由固体火箭发 动机内弹道程序计算.喷管边界条件设为无滑移壁面边界条件, 取外界压

0 8

3 高压物理学报第2 7卷 强为标准大气压, 选用理想气体定律计算流体的密度.压力出口的边界条件: 表压强是0 .

1 0 3M P a .采用 隐式耦合求解器, 湍流k - εS t a n d a r d模型. 3.

3 计算结果及分析 如图6所示, 在喷管喉部出口处流场马赫数大于1, 实现了超音速状态, 而且流场稳定, 可保证发动 机可靠工作.如图7所示, 随着流场经过收缩段、 平直段、 扩张段, 且在喷喉的出口处实现超音速状态, 喷管壁面的压强随着流场流速的增加, 喷管内壁面压强迅速减小, 有利于喷管结构强度设计, 图7中 ± 表示坐标原点在喷管中心.仿真计算表明喷管方案可实现流场超音速状态, 方案是可行, 可用于小 型旋转固体火箭发动机. 图6 喷管马赫数 M a分布图 F i g .

6 M ac o n t o u ro fn o z z l e 图7 喷管壁面压强分布图 F i g .

7 P r e s s u r ec o n t o u ro fn o z z l e '

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4 小型旋转固体火箭发动机工作性能研究 小型旋转固体火箭发动机工作性能研究包括静态性能测试和动态性能测试. 4.

1 小型旋转固体火箭发动机静态工作性能测试 为使小型旋转固体火箭发动机获得一个低工作初始压力峰值且燃烧稳定的工况, 在图2所示药柱 结构尺寸的基础上, 设计了2种不同的药柱方案, 药柱如图8所示.试验一共进行了2发.测试时将小 型旋转固体火箭发动机固定在试验台上( 如图9 ) , 传感器选用 Z Q - Y 1型( 压力2

0 MP a 、 精度0. 3%F S、 电源5~1 5V D C、 输出1.