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中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会

召开年：2016
召开地：贵州遵义
出版时间： 2016-08-04

主办单位：中国航空学会

会议文集：中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会论文集

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1.SiC/SiC复合材料的工艺制备技术
- 曾建;曹英斌;刘荣军
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：SiC/SiC复合材料具有优异的力学性能、抗腐蚀性能、抗热震性能和抗氧化性能,经辐照后具有较低的诱导放射性以及较高的尺寸稳定性和性能稳定性,具有高的抗破裂性能和极好的高温机械性能等优点,是航空航天和原子能等领域最理想的新一代高温结构材料.本文主要从SiC基体制备工艺对SiC/SiC陶瓷基复合材料的研究成果进行简要介绍,并对其发展趋势进行展望.开发新的型的制备技术,以及多工艺联用并且优化现有工艺,将成为未来研究的一大重点.
2.喷注速度比对液氧甲烷火箭发动机燃烧特性影响CFD分析
- 陈峰;聂万胜;冯伟;丰松江
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：通过数值仿真模拟了液氧甲烷火箭发动机设计工况下工作状态,分析了额定工作状态下发动机的燃烧特性.认为甲烷液氧喷注速度比能够影响液氧甲烷雾化特性,从而影响发动机燃烧室内的燃烧情况.针对本研究的算例中使用的发动机构型,在液氧甲烷喷注速度比为11-13时,发动机燃烧效果较好.当速度比在10-11时,燃烧效果有恶化趋势.当速度比在6-10时燃烧室内的燃烧情况显著恶化,火焰形状彻底改变.当喷注速度比降至6以下,可能会发生燃烧室室壁烧蚀现象.
3.航天发射测控可视化仿真系统设计与实现
- 陈瑞;杨乐平;朱彦伟;胡佳鑫
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：航天发射测控可视化是应对未来高密度、交叉并行的航天发射试验任务的有效手段,可直观展现目标跟踪过程和飞行全景态势.本文针对航天发射测控系统的可视化仿真技术进行研究,通过分析可视化需求、设计系统总体框架、梳理关键问题等.以vieWTerra为平台实现了航天发射测控过程的全景展示,并重点针对实体建模、信息交互、数据管理等技术进行了探讨.
4.基于遗传算法的可重复使用液体火箭发动机减损优化问题研究
- 程玉强;聂侥;刘洪刚;吴建军
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：针对可重复使用液体火箭发动机起动过程,研究了起动过程中系统控制输入序列的变化对以推力室冷却夹套隔片为代表的关键部件累积损伤影响.在系统性能变化不大前提下,为使瞬间动态过程中推力室冷却夹套隔片损伤累积较小,从而提高可重复使用发动机工作寿命和使用次数,将系统性能函数和推力室冷却夹套隔片累积损伤量设为目标函数,应用遗传算法对系统控制输入序列进行优化设计.仿真结果表明:在系统性能函数值相同情况下,控制输入序列引起的推力室冷却夹套隔片累积损伤大不相同;选择优化后的控制输入序列能够实现发动机高性能条件下,降低推力室冷却夹套隔片累积损伤的目的.
5.流量可调固冲发动机推力建模及闭环反馈控制分析
- 戴犇;夏智勋;黄利亚;张家瑞
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：对于具有燃气流量调节功能的固冲发动机,推力系统的加入可以使空空导弹射程更远、推力灵活可控.本文建立了固冲发动机地面直连推力的动态模型,并通过PID控制器对其进行闭环控制,实现推力的可调.结果表明,简单的PID控制器能够实现推力的调节,并且通过控制器的设计来得到推力的超调量、负调量与调节时间的合理取值.
6.超声速来流中凹腔前倾斜射流对混合影响研究
- 段君德;梁剑寒;赵延辉;高天运
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：利用基于纳米粒子的SPIV速度测量系统研究超声速流场中不同倾斜角度的横向射流和开式凹腔的相互作用的流场,主要研究了喷注倾斜角度对横向射流的穿透的影响,分析了喷注压力对凹腔和倾斜射流之间混合效果的影响原因及表现形式.通过研究发现,射流倾斜角度对射流的影响主要体现在近场空间,远场逐渐趋于一致;喷注500Kpa由于凹腔前部壁面出现回流区,阻碍凹腔剪切层的形成,增强了射流对转涡对凹腔内气体的卷吸效果.
7.内混式空气雾化喷嘴耗气量和液滴尺寸综合分析
- 高博;江莉;李洪波;李跟宝
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：空气雾化喷嘴具有耗气量小,能有效减小液滴尺寸,对高粘度液体有很好的雾化效果等特点.本文利用水为介质对内混式空气雾化喷嘴的流量特性和液滴尺寸进行了实验研究,测试了不同喷射条件和结构参数对耗气量和液滴尺寸的影响.实验结果表明,耗气量随进气压力增加而增加,水流量的变化对耗气量影响很小,并且要想得到好的雾化效果和较小的耗气量,必须选择合适的喷嘴结构参数.
8.某减压阀输出压力突然窜高现象的仿真分析
- 胡小平
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：在XX火箭系统某型气体减压阀的研制过程中,出现了一系列问题,其中之一是该减压阀输出压力中途突然窜高的问题.搭建了减压阀及其试验系统的仿真模型,通过对比工程试验数据进行了校准和调试,对某减压阀进行仿真计算,分析了其输出压力振荡的原因,再现了输出压力中途突然窜高的现象,分析了该现象产生的原因和防治措施.给出的故障原因分析和设计改进建议,可以为工程设计单位提供良好的参考.
9.LPVCS先驱体制备C/SiC复合材料及其性能
- 李海玉;陈思安;胡海峰;张玉娣
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：以新型先驱体LPVCS为原料,采用先驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备了碳纤维增强碳化硅(C/SiC)复合材料.LPVCS陶瓷产率高达72.8％,裂解产物均匀致密.与PCS相比,利用LPVCS能够将材料制备周期缩短20％.12次PIP周期制备的C/SiC复合材料,密度和开孔率达到1.81g/cm3、6.91％,弯曲强度、拉伸强度、模量分别为308MPa,118MPa,38.3MPa.经CVD工艺制备的PyC涂层可改善纤维与基体结合强度,减少裂解过程中的纤维损伤,相对于未界面改性的C/SiC复合材料有更优异的力学性能.
10.基于推力匹配的固体火箭发动机装药设计
- 刘文杰;武泽平;王东辉;张为华
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文针对固体火箭发动机装药设计效率低下,过于依赖经验等问题,提出基于推力匹配的简单、高效、快速的固体火箭发动机装药设计方法.首先将推力曲线需求离散为若干个点,通过对离散点的推力值构造代理模型,刻画出推力随时间的变化.在搜索过程中,考虑每个点对设计指标的逼近程度,通过缩小每个点与设计指标之间的偏差来进行更新代理模型.由于对推力曲线的考虑更为精细,得到最优解需要的迭代次数更少,实现装药的快速设计.以后翼柱型装药为例,通过对不同推力需求发动机的设计验证了方法的有效性,丰富了装药设计方法.
11.老化时间对氧化硅气凝胶隔热复合材料性能的影响
- 罗抗磊;姜勇刚;冯军宗;张思钊;冯坚;杨刚
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：以正硅酸乙酯(TEOS)为原料,莫来石纤维为增强体,采用溶胶-凝胶法经超临界干燥制备了氧化硅气凝胶隔热复合材料,研究了老化时间对氧化硅(SiO2)气凝胶及其复合材料微观结构和性能的影响.结果表明,随着老化时间的增加,气凝胶颗粒逐渐变大,凝胶骨架粗化,复合材料的密度、压缩强度以及常温热导率变化不大,高温热导率变化较为明显.当老化时间为24h时,SiO2气凝胶隔热复合材料具有较低的密度(0.362g/cm3)、热导率(0.112W/m·K)和较高的压缩强度(0.256MPa,5％形变),综合性能较好.
12.C/C复合材料烧蚀热防护研究进展
- 梅宗书;石成英;吴婉娥
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：碳碳(C/C)复合材料是重要的航天结构材料,兼具耐高温、抗烧蚀和良好的力学强度.本文简要介绍了目前国内外在C/C复合材料方面的最新研究进展,主要以材料的烧蚀机理和微观形貌分析以及提高C/C复合材料抗氧化性能两个方面进行了论述,并提出了目前存在的问题和今后努力的方向.
13.雾化混合效率对燃烧不稳定性影响的数值分析
- 聂万胜;冯伟;马列波
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：基于开发的气液两相燃烧程序,对自燃推进剂燃烧室内的燃烧过程进行了数值仿真.通过与试车结果比较验证了仿真结果正确性基础上,进一步分析了推进剂雾化混合效率对燃烧室内压力振荡幅值的影响.仿真结果表明:在雾化角和液滴尺寸分布保持不变条件下,降低自燃推进剂混合效率使得燃烧室内压力振荡幅值显著降低,同时推进剂燃烧释热空间分布沿燃烧室轴向更加均匀;另外,混合效率降低会导致燃烧效率降低,使得发动机室压大幅降低.
14.水下合成双射流数值模拟研究
- 彭磊;罗振兵;夏智勋;邓雄
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：主动流动控制技术在航空航天、航海等工业领域具有广阔的应用前景,而合成双射流技术正是一种高效的主动流动控制技术,水下合成双射流技术有望应用到鱼雷的减阻、潜艇流噪声的抑制以及水下航行器的减阻、推进和姿态控制等方面.本文对水下合成双射流进行了数值模拟研究,论述了计算模型的选取、网格的划分、控制方程的推导和湍流模型的设置,并对计算结果进行了分析,得出了水下合成双射流激励器在一个周期内所产生的旋涡生成、发展、融合和消耗的过程,以及不同位置处流向速度和展向速度在一个周期内不同时刻的分布情况,从而总结了水下合成双射流的流动特性和规律.
15.用于喷雾气液两相浓度测量的紫外/可见激光吸收与散射测试技术
- 齐文元;张玉银;李世琰
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文系统介绍了一种应用于蒸发喷雾气液两相浓度测量的测试技术—紫外/可见激光吸收与散射测试方法(UV-LAS).在原有研究的基础上,优化光学系统并结合图像处理技术提高UV-LAS测试方法适用性、可靠性、先进性与准确性.实验结果表明,该测试方法不仅可以应用于不同环境温度压力条件下喷雾气液两相浓度的测量,还可以应用于非轴对称喷雾气液两相浓度的定量测量,为研究超音速流场中喷雾两相浓度分布提供一种可靠的测试技术.
16.复杂装药火箭发动机声模态及阻尼特性分析
- 孙兵兵;李军伟;宋岸忱;王宁飞
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：为了获得复杂装药发动机工作过程中的声学特性及阻尼特性,本文首先利用有限元分析方法分别对不同工作时刻时的燃烧室声腔进行了数值仿真计算,得到了燃烧室内的声压分布状态及声振频率随燃面退移的变化规律;在此基础上,对该发动机工作过程中常见的阻尼因素进行了线性预估.分析表明,随着燃面的退移,前两阶轴向振频基本呈现先减小后增大的趋势,同时喷管阻尼与壁面阻尼占总阻尼百分比逐渐减小,微粒阻尼占总阻尼的百分比逐渐增大,在发动机工作后期,发动机阻尼系数最小,从而导致发动机后期的工作稳定性较差,小扰动易被扩大为大扰动,从而引发大幅度的压力振荡问题.
17.基于BP神经网络的转台磁场矫正的半实物仿真
- 王安;曾庆华;陈晓磊
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：磁强计作为重要的导航定位传感器,在无人飞行器的导航和自主飞行中有着重要的作用.随着无人飞行器越做越复杂,地面的仿真测试环节也是不可缺少的.在研究此类传感器在回路的飞行器半实物仿真过程中,磁传感器会受到电动转台磁场的严重干扰.本文研究了一种基于BP神经网络的修正方法,在半实物仿真的环境下可以消除磁场环境对磁传感器的干扰,从而完成飞行器的半实物仿真测试,并且免去了更换无磁仿真设备的繁琐过程.
18.高压强指数含硼富燃推进剂研究
- 王晓东;段军鸿;李远昊;赵海
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：通过燃速测试,研究了团聚硼粉粒度、细AP含量、压强指数调节剂BPE对含硼富燃推进剂压强指数的影响,同时,采用DSC,分析了压指调节剂催化含硼推进剂的燃烧机理.实验结果表明,增大团聚硼粉粒度、增加细AP含量,添加压强指数调节剂均使含硼推进剂压强指数升高.实验研究表明,含硼推进剂的压强指数提高至0.65以上.
19.电磁弹射技术在井式导弹发射中的应用
- 吴勋
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文介绍了电磁弹射技术在井式导弹发射中的应用.指出了液体导弹热发射方式存在的主要问题;分析了液体冷发射模式及其优劣,重点介绍了电磁弹射技术,提出了电磁弹射技术应用于液体核导弹发射的两个方面;提出了影响导弹冷发射的主要战标.
20.基于EMI技术的小型阻抗测量仪设计
- 张玉祥;杨建海;张鑫;赵建刚;李知佳
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：针对基于压电阻抗法的实验设备体积大、价格昂贵且无法实现在线健康监测,选取STM32开发板和AD5933阻抗测量芯片,编写基于RVMDK的软件程序,设计了一款低成本、低功耗和便携式的小型阻抗测量仪.通过对梁结构中螺栓松动进行在线健康监测,对比损伤前后的导纳曲线,结果表明,30-40kHz和60-70kHz两个频率段对螺栓松动最敏感,设计的小型阻抗仪有很强的军事和经济价值.
21.基于拟坐标法的翼伞多体系统动力学建模
- 周靓;张青斌;张晓今
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：可控翼伞系统可用于实现精确空投和"定点无损"着陆,在军事和航空航天领域有着广阔的前景.为此,掌握可控翼伞的运动性能十分重要.本文以某弹载冲压翼伞为研究对象,采用拟坐标拉格朗日法,选择翼伞的速度、角速度以及载荷相对于翼伞的角速度(载荷坐标系内)为拟坐标,建立翼伞-载荷八自由度刚性铰接模型.利用该多体动力学模型分析了翼伞系统的滑翔特性和转弯特性以及载荷-伞体间的相对运动特性,仿真结果表明:翼伞受到侧向风作用时会随风漂移,并且漂移速度近似等于风速,载荷运动规律与翼伞相似,衰减速度较翼伞慢;翼伞受到单侧下拉偏量作用会进行转弯运动,此时载荷绕对称轴做自转运动,以维持自身的稳定.仿真结果与飞行试验一致,证明了模型的正确性和有效性.
22.壁温影响下的湍流边界层特性
- 朱轲;刘卫东;孙明波;王博
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文以直接数值模拟为主要手段,以平板湍流为对象,针对不同壁面温度下的湍流边界层开展研究.计算过程中设三组不同壁面温度的算例,分别为壁面恢复温度Tw、0.5Tw和2Tw.计算结果表明,随着壁面温度升高,边界层厚度逐渐增加,且壁面摩阻系数降低.另一方面,壁面温度升高,加热近壁流体,使其脉动增强,边界层内雷诺应力增加.在壁面温度较低时,近壁区域速度条带结构呈细长状,且较为稳定,随着壁面温度升高,细长结构被破坏,速度条带结构呈现短粗状,且条带结构之间间距更大.
23.液体火箭发动机推进剂成分变化对燃烧性能影响研究
- 查柏林;马云腾;徐志高;田干;王金金;石易昂;闫会朋
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：研究变质推进剂对液体火箭发动机燃烧过程影响规律,对于延长推进剂使用寿命,制定更加准确的推进剂检测标准具有重要意义.通过建立燃烧热力计算模型,利用最小二乘优化与迭代计算的方法,对不同空气氧化程度的偏二甲肼(UDMH)与不同硝酸含量的四氧化二氮(N2O4)推进剂燃烧过程进行数值仿真计算.与单纯分析推进剂能量性能相比,此方法更能准确反映出不同变质程度情况下的推进剂对燃烧室及燃气发生器燃烧过程的影响程度及影响规律.
24.一种燃气阀门式直接力控制方案研究
- 陈乐;黄少波;丁永强
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文设计出一种安装于导弹尾喷管上的姿控、多喷管燃气阀门式直接力控制方案,该种方案具有侧向推力大、体积小、质量轻、快速响应等特点,将有效提高导弹的机动性和末端制导能力,通过数值模拟表明,该方案能够实现侧向喷管的正常工作,为直接力装置在未来应用作了技术储备.
25.超燃冲压发动机电机泵燃料供应与控制系统响应特性研究
- 陈越;吴先宇;杨钧;金炬
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文针对超燃冲压发动机开展了燃料供应与控制系统方面的研究,建立电机泵燃料供应与控制系统动力学模型.通过分析电机泵控制系统的稳定性、动态响应特性和抗干扰性能,设计了PID控制器,并用于实现电机泵转速闭环控制.利用设计的PID控制器进行仿真,验证了电机泵燃料供应与控制系统具有响应快速、无超调、抗干扰能力强的特点.研究发现,该系统针对周期干扰具有较强的抗干扰能力.
26.RBCC引射火箭关键技术研究现状和进展
- 崔朋;李清廉;吴继平;成鹏
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：随着航天任务需求的增加,火箭基组合循环(RBCC)发动机由于其独特的优势成为理想的推进系统.引射火箭作为火箭基组合循环发动机的核心组成部分,对其性能高低发挥着重要的作用.详细综述了RBCC引射火箭当前研究现状和进展,主要涉及引射火箭在各模态中发挥作用、引射火箭参数对RBCC发动机性能影响以及引射火箭推力室三个方面.具体分析了引射火箭研究过程中的主要关键技术以及国内外的一些经验教训,指出了当前研究工作中存在的一些问题,认为变推力、变混合比引射火箭的研制成为RBCC发动机当前发展的重要趋势.
27.基于多相耦合的高金属含量水冲压发动机内流场模拟
- 董戈;张帅;胡凡;张为华
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：针对73％镁含量水冲压发动机,为了在试验数据不足的条件下研究发动机的燃速变化规律,从而在试验前的设计阶段预先分析可能存在的发动机熄火等问题,建立了一种响应燃面温度的固相燃料与气相流场的耦合作用模型,结合颗粒轨道模型,数值模拟了发动机内部气/固/液多相耦合的燃烧流动过程.在一次进水量为0.15kg/s,方向与发动机轴向夹角45.指向上游时,燃烧室头部的一次喷射孔附近形成以进水雾滴轨迹为界限的局部涡旋高温区和局部蒸发低温区.燃面温度和燃速在水雾滴的碰壁点附近达到峰值,燃面平均温度高于镁蒸发温度,可实现燃料的持续燃烧.
28.喷嘴长度对燃烧室纵向声学特性影响的数值研究
- 冯伟;聂万胜;陈峰
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：燃烧室声学特性分析是研究液体火箭发动机燃烧不稳定性的重要组成部分.为此采用有限体积方法求解流动控制方程,对不同激励源位置、不同喷嘴长度下燃烧室内声学响应特性进行了数值模拟.结果表明:激励源位置变化仅影响声压响应幅值,而喷嘴长度变化对声压响应频率及幅值均产生影响;激励源位置在一定范围内变化时,合理选择喷嘴长度可使得声压响应幅值最小;不同工况下得到的声压响应幅值曲线可以为燃烧不稳定性研究和预测提供有益参考.
29.一种固体火箭发动机内弹道性能预示方法
- 高璞清;刘双;马树峰;武锐;王刚
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文给出了一种内弹道预示方法,该方法采用试验发动机所测数据对喉径的变化规律、特征速度、燃面与肉厚的对应关系进行了计算,根据计算值,结合发动机随机携带方坯及标准发动机的测试参数,对发动机的内弹道数据进行了计算,为了提高预示精度,将推力分为两部分进行计算,一部分直接利用试验测试数据,一部分采用理论公式计算,并给出了计算实例,通过算例可以看出该方法预示精度较高,可以用于发动机工程研制.
30.发动机尺寸对气液两相连续旋转爆轰过程的影响
- 李宝星;翁春生
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：为了研究发动机尺寸对气液两相连续旋转爆轰过程的影响,采用守恒元和求解元方法对气液两相连续旋转爆轰发动机进行二维数值模拟,获得了稳定爆轰时燃烧室内流场结构,分别计算了不同周向和轴向长度对二维气液两相连续旋转爆轰的影响.计算结果表明:连续旋转爆轰发动机存在临界尺寸,当发动机周向长度过小时,爆轰波无法成功起爆;随着周向长度的增加,其可填充比增加,同时爆轰波高度也会增加.随着轴向长度增加,斜激波在出口处出现的位置向后偏移程度增加,出口处的压力峰值和温度峰值都有所降低;而轴向速度先增加后减小,周向速度减小较为明显.
31.一种基于模糊切换增益调节的燃气流量滑模控制
- 李勇
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：将模糊控制方法与滑模控制方法相结合,针对燃气流量调节伺服系统设计一种基于模糊切换增益调节的滑模控制器,固冲发动机流量调节伺服控制系统的不确定部分通过滑模控制器来补偿,从而可实现固冲发动机流量调节伺服系统的鲁棒控制.使用matlab对固冲发动机流量调节伺服系统进行建模仿真并与单纯使用滑模控制方法进行比较,仿真结果表明基于模糊切换增益调节的固冲发动机模糊滑模控制系统具有较好的给定适应性和抗干扰性,采用该控制方案能有效的抑制系统随机干扰对控制系统的不利影响,控制效果优于纯滑模控制方法,消弱了控制信号的抖振,为提高固冲发动机流量调节控制系统的动态性能奠定基础.
32.气动热结构多场耦合计算分析
- 刘佳伟;杨春晓;刘冰
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：高超声速飞行器一般是指飞行速度能够达到5马赫以上的飞行器.飞行器在大气层做高速飞行时将会和空气发生强烈的相互作用,产生大量的气动热和很高的动压,各个场之间强烈耦合,传统的解耦计算可能会导致计算结果误差较大,因此需要进行多场耦合的计算方法来准确反映飞行器的实际受载状态.分析了各物理场之间的耦合关系,得到了考虑流场温度场及结构场之间耦合的数值计算方法,对比简单的平板结构的单向和双向耦合计算仿真结果进行对比分析,结果表明双向耦合计算得出的最高温度更高,板的变形也更加明显.
33.超声速高温气流扩压技术研究
- 娄淞阳;徐万武
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：通过求解k-ε湍流模型封闭的二维轴对称及三维雷诺平均N-S方程,数值模拟了超声速等直扩压器和带二次喉道扩压器中由激波/附面层干扰诱导的复杂流场,比较了二维等直-扩张管、收缩-等直-扩张管及三维矩形扩张管中的流场特性、激波串长度及压强恢复程度.在来流马赫数为2.0的仿真计算中,采用二阶精度显式方法数值仿真了激波串自激振荡过程.
34.雾化角对液体火箭发动机燃烧压力振荡的影响
- 马列波;聂万胜;冯伟;丰松江
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：采用欧拉-拉格朗日方法对液体火箭发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行了数值模拟,分析了无隔板工况下雾化角对燃烧室内压力振荡的影响.结果表明:氧化剂与燃料质量分数比O/F随时间的波动过程中,当其值近似周期性的处于可燃条件范围内时,将产生近似周期性的可燃混合气团,可燃混合气团的迅速燃烧将导致燃烧室内压力的振荡;当雾化角过大或过小时,其喷嘴间喷雾锥的相互干涉过大或者过小使得这种可燃气团发生的频率较低,使得当雾化角为30°与40°时,压力振荡最为剧烈,20°时次之,60°时最弱.
35.基于冷/热壁热流转换的波纹夹芯一体化热防护结构传热分析
- 苗鹤洋;王中伟;钮耀斌
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文针对新型波纹夹芯一体化热防护结构,通过将给定的冷壁热流转换为热壁热流对其进行传热分析,结果表明转换后结构表面热壁热流密度最大值约为冷壁热流的32.6％,两种热流作用下上面板与下面板最高温度相差分别达380K和70K,因此在进行热防护系统设计时应采用热壁热流进行分析,以获得合理的设计结果.
36.团聚硼的性能表征方法及其应用
- 泮柯达;张炜;周星;鲍桐
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：为保证含硼富燃料推进剂的工艺性能和硼的添加量,需要对细粒度的无定形硼进行团聚.本文建立了团聚硼的性能表征方法,研究了团聚硼配方对团聚硼性能的影响规律.测试了不同配方团聚硼的燃烧热、密度、球形度、破碎率、与HTPB相容性等性质.测试结果表明:使用氧弹法可以较好地区分不同配方团聚硼的燃烧热及燃烧效率,而球形度、密度、破碎率及与HTPB相容性的测试也可以较好地表征不同配方团聚硼之间工艺性能的区别.
37.凝胶推进剂撞击式雾化液膜形状特性分析
- 强洪夫;韩亚伟;罗德刚;张士忠;肖舟
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：凝胶推进剂是一种新型推进剂,其雾化特性与液体推进剂有很大差异.本文通过实验获得了某高分子凝胶推进剂撞击式雾化图像,并经图像分析得到了液膜边界的几何形状.基于牛顿流体液膜形状的表达式和实验结果,推导了凝胶推进剂撞击式雾化液膜形状的表达式.将理论分析结果与实验对比后表明:二者吻合良好;凝胶推进剂雾化时液膜形状具有几何相似性,液膜长宽比与撞击角度相关,相同撞击角度下,液膜长宽比不变;与牛顿流体形成的液膜相比,凝胶推进剂形成的液膜长宽比更大.
38.催化床长度对ADN推力器燃烧性能的影响研究
- 汪双庆;李国岫;虞育松;刘旭辉;张涛
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：无毒ADN(二硝酰胺铵)基单组元推力器是新型绿色空间推力器,AND基推力器已在卫星上得到一定程度的应用,是未来推进技术的一个新发展方向,目前我国的ADN基单组元推力器的研究正处于起始阶段,推力器内的燃烧过程是当前的一个研究重点.对推力器内液态ADN雾化、蒸发、多孔介质内的流动、ADN催化分解以及CH3OH燃烧放热等复杂的物理化学过程进行了合理简化,利用FLUENT软件进行仿真研究,并得到较为可靠的仿真结果.对不同催化床长度条件下燃烧性能进行分析,得到较优的催化床长度,对推力器设计提供参考.
39.ADC对AP/HTPB基燃气发生剂性能的影响
- 王庭鹏;张炜;周星;鲍桐
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：以AP/HTPB基燃气发生剂为研究对象,首先采用热力计算方法,探究偶氮二甲酰胺(ADC)的添加量对燃气发生剂燃温和产气量的影响;然后调节燃气发生剂配方、制备样品,并通过热电偶法测量燃气发生剂样品的实际燃温、密闭燃烧器法测量产气性能、靶线法测试稳态燃烧性能.研究结果表明:ADC的添加可以有效降低燃气发生剂的燃温;当添加量为10％时,燃气发生剂配方燃温降幅为20.4％;添加ADC后的燃气发生剂产气量变化不明显,但燃速有所降低.
40.参数化设计技术及其应用
- 王晓玮;张为华
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文提出了一种结构参数化设计技术,通过基于商业化造型软件UG的全参数化功能以及二次开发工具,实现了产品结构的参数化设计,提高产品设计的效率.并研究其在固体助推火箭的设计中的应用,针对固体火箭对象,分析提取舱段、翼面、发动机等结构的特征参数,实现由特征参数驱动火箭结构参数化设计,极大地提高火箭的设计效率.最后以某科研用火箭为例,验证了方法的可靠性与高效率.
41.基于AMESim平台液氧液甲烷空间推进系统动态特性仿真
- 许少聪;李清廉;张家奇
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：本文以液氧液甲烷空间推进系统为研究对象,建立了系统部组件的集中参数模型,基于模块化建模思想,利用AMESim软件平台搭建了液氧液甲烷空间推进系统的仿真模型.对系统瞬态特性及水击现象开展了仿真研究,得到了系统动态工作过程中各参数的变化过程,仿真结果表明该模型能够一定程度上反映系统的启动及关机过程.通过对仿真结果进行具体的分析,得到了阀门开启时序、喷注压降、燃烧时滞、喉部直径等因素对系统动态特性的影响.
42.燃气摆阀作动频率对燃烧室动态影响的数值研究
- 杨振华;房建卿;权维利;高天宇;王兴起
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：为研究燃气摆阀作动对固体火箭发动机动态响应的影响,通过数值仿真,计算了燃气摆阀以不同频率作动时,燃烧室压强和燃气流量的动态响应,并与试验数据进行了对比.研究表明:摆阀周期性作动,会造成燃烧室稳态压强、稳态流量相比不作动时降低,并且其数值随着摆阀作动在稳态值上下波动;燃气摆阀作动频率越高,参数波动幅度越小、稳态压强下降越多;稳态压强的数值与周期平均喉面相关.
43.不同燃烧室长度下旋转爆轰发动机实验研究
- 郑权;李宝星;翁春生;白桥栋
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上,以汽油/富氧空气为工质,详细分析了不同燃烧室长度下爆轰波传播模态、平均压力峰值和传播速度的变化特征,测量了发动机模型在不同燃烧室长度下的一维推力,分析了推力和比冲的变化趋势.实验结果表明:出口背压为大气压时,空气流量为762.9g/s,氧气流量为182.4g/s,汽油流量为84.3g/s,当量比为0.82,L=235m工况下爆轰波为稳态双波对撞模态,平均压力峰值和传播速度分别为0.9MPa和1068m/s,爆轰波传播频率为2.223kHz,;当L＜235mm时爆轰波为非稳态双波对撞模态,平均压力峰值变化较小,传播速度随着燃烧室长度变短而降低,仅在L=135mm时爆轰波传播速度略高于L=155mm工况点;L=135mm工况下,推力和比冲分别为579.5N和701.5s,当155mms别＜235mm时推力和比冲随燃烧室长度增加而缓慢增大,L=235mm时推力和比冲分别为607.3N和735.1s,L＞235mm时推力和比冲变化趋于平缓.
44.超声速圆柱绕流流场的实验研究
- 周鑫;赵玉新
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)研究了超声速层流来流条件下圆柱绕流流场,观察到了圆柱上游的弓形激波、分离激波、分离区,下游再附激波、回流区、尾迹边界层等精细结构;分析了这些结构在不同流向平面和展向平面的变化规律,表明激波、回流区等流场结构有强烈三维特性,同时还研究了圆柱绕流流场的时间演化规律,结果表明回流区附近的拟序结构形状尺寸变化较快,下游大尺度拟序结构的变化则以平动为主,形状变化不明显,而且边界层越靠近主流的位置,拟序结构的运动速度越大.
45.微波推进电磁发动机谐振腔电磁场解析计算方法
- 祝翔;蒋建平
- 《中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2016年火箭推进技术学术年会》 | 2016年
摘要：利用时谐电磁场和波导理论,导出微波推进电磁推力器的圆锥段金属谐振腔中横电模和横磁模电磁场分量的解析表达式,定义了谐振腔放大系数,给出了一种计算圆锥段谐振腔内电磁场的解析法.以TM0112模为例,分别采用了解析法和数值法对腔体内壁面电磁场分布进行分析,结果表明,两种法得到的电磁场分布及大小基本相同,说明了解析计算方法的正确性.