關于火箭科技論文1500字
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火箭靠火箭發動機噴射工質產生的反作用力向前推進的飛行器。下面小編給大家分享關于火箭科技論文1500字，大家快來跟小編一起欣賞吧。
關于火箭科技論文1500字篇一
過載條件下固體火箭發動機內流場及絕熱層燒蝕研究
摘 要：為了研究過載對發動機內流場和絕熱層燒蝕的影響規律，對過載條件下的固體火箭發動機開展了數值仿真和旋轉過載試驗。仿真與試驗結果表明，過載量值和含鋁量是影響過載條件下固體火箭發動機粒子聚集濃度分布及絕熱層嚴重燒蝕區域的主要因素，在進行發動機設計時應綜合考慮，以保證發動機工作的安全性、可靠性。
關鍵詞：固體火箭發動機;過載;發動機兩相流;絕熱層燒蝕
中圖分類號：V435 文獻標識碼：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
當前發達國家先進在役中遠程空空導彈已屬于第四代，以美國的“阿姆拉姆”AIM-120為典型代表，其推進系統具有高加速、強機動能力。該類發動機的主要特點是具有發射后不管和多目標攻擊能力，而且飛行速度快，機動過載大，射程遠。目前，空空導彈固體火箭發動機大多采用含鋁復合推進劑，發動機工作過程中生成的燃燒產物中含有大量的氧化鋁凝相粒子，因此發動機燃燒室內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，使粒子在發動機局部高度聚集，形成高稠密度的兩相流，惡化絕熱層的工作環境，嚴重時導致絕熱層防護體系失效，出現發動機燒穿故障。
湍流模型采用RNGk-ε湍流模型，解析性是由它直接從標準k-ε模型變來。
1.2 兩相流模型
本文主要研究固體火箭發動機內凝相粒子的分布規律，將計算模型適當簡化：(1)不考慮化學反應;(2)不考慮顆粒相的燃燒、蒸發、破碎過程;(3)不考慮粒子相的湍流擴散效應[1]。兩相流模型采用顆粒軌道法，氣相在歐拉坐標下求解，粒子相在拉格朗日坐標下跟蹤求解。
針對高過載條件下固體火箭發動機流動的特點，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系中建立流動域來實現;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系數為0.8的彈性碰撞處理。
1.3 邊界條件和網格劃分
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，即認為壁面處流體速度與該處壁面速度相同。當壁面固定不動時，流體速度為零。粒子從加質壁面均勻加入，加入速度為零，在固體壁面和推進劑表面上應用反彈模型，在噴管出口消失。發動機構型根據給出的初始時刻發動機裝藥構型，按照平行層規律，采用作圖法給出典型時刻的裝藥構型，利用CAD軟件生成其三維構型。
針對典型時刻的發動機構型，進行計算區域的構造和網格生成，如圖1。考慮到計算構型的結構特征，采用結構化網格，網格單元控制在50～60萬之間，先進行試算，對結構在顆粒濃度較大處的網格加密，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，在發動機中后段壁面存在粒子聚集帶，粒子流與收斂段發生碰撞、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聚集點，聚集濃度略微上升，過載達到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展。
2.3 過載對發動機內流場、絕熱層燒蝕影響分析
由于采用含鋁復合推進劑的固體火箭發動機內流場為典型的兩相流，在零過載條件下，裝藥燃燒產生的粒子流主要沿發動機軸向流動，除少量粒子在收斂段產生沉積外，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，隨著過載的持續效應，產生粒子聚集區，加快了絕熱炭化層剝落程度，導致燒蝕增大。 在縱、橫過載作用下，裝藥燃燒生成的粒子運動軌跡發生偏移，圓管段尾部裝藥產生的粒子直接落在發動機殼體絕熱層上，圓管段頭部裝藥產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，使絕熱層工作環境惡化，導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
為獲得發動機在過載條件下絕熱層的燒蝕特性和規律，開展半裝藥發動機地面過載試驗，該試驗在地面旋轉過載試驗臺上進行，其原理見文獻[5]。發動機殼體尾部絕熱層為裸露狀態，如圖4所示。將試驗發動機和模擬發動機按要求狀態固定在夾具上，圖5為試驗時發動機裝夾示意圖，選取發動機中軸線上A點為過載設計點。
3.3 試驗分析
由試驗后發動機(如圖6)可以看出，發動機過載設計母線對應絕熱層內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，絕熱層燒蝕嚴重。
試驗后對三個狀態的發動機絕熱層剩余厚度進行了測量，具體絕熱層燒蝕厚度分布情況見圖7。圖中測量以發動機殼體過載設計線外側為周向零點，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發動機絕熱層最大燒蝕位置出現在承載方向附近，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發動機也呈現出相同的趨勢，其中B，C狀態試驗發動機絕熱層最大燒蝕位置在周向上也出現在承載方向附近，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展。
對比圖7(a)、7(b)可知，B發動機絕熱層在對應測量界面上的燒蝕厚度均大于A發動機，表明發動機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發動機絕熱層在對應測量界面上的燒蝕厚度均大于B發動機，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 論
通過開展過載條件下固體火箭發動機兩相流內流場仿真及旋轉過載試驗，得到如下結論：
(1)過載條件下發動機兩相流中粒子流動方向產生偏斜，在承載方向形成一條縱向粒子聚集帶，絕熱層尾部區域存在高濃度粒子聚集區;
(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動機粒子聚集濃度分布及絕熱層嚴重燒蝕區域的主要因素，在進行發動機設計時應綜合考慮，以保證發動機工作的安全性、可靠性。
參考文獻：
[1]何國強，王國輝，蔡體敏，等.高過載條件下固體火箭發動機內流場及絕熱層沖蝕研究[J].固體火箭技術，2001，24(4).
[2]李江，何國強，秦飛，等.高過載條件下絕熱層燒蝕實驗方法研究(Ⅰ)方案論證及數值模擬[J].推進技術，2003，24(4).
[3]樂發仁，馮喜平，武淵，等.高過載條件下固體火箭發動機絕熱層失效研究[J].固體火箭技術，2005，28(1).
[4]王福軍.計算流體動力學分析―――CFD軟件原理與應用[M].北京：清華大學出版社，2004.
[5]李翔.發動機過載試驗技術研究[J].航空兵器，2008(1).
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