300 mm单室双推火箭发动机设计(2)

菜单

V.R.Sanal Kumar等[7]继续深入探究不均匀通道的发动机在静态试验和飞行试验中出现的点火压力峰、压力上升速度、不稳定性、压力震荡等现象的形成机理。固体火箭发动机的基本思想很简单，但是它的设计确是个很复杂的技术问题，需要不同分支学科的专业知识来解决所涉及的物理问题。总体提出高性能双推力发动机的优化设计更是一个复杂的问题。在固体火箭发动机行业，很多为人熟知的双推力的点火压强峰都有高于稳定的5倍。已经采取很多措施来消除压力峰，但是没有一种常规的方法证明有用。然而，大量实验表明增加双推力发动机的通道面积能够减小不寻常的点火压力峰。虽然这种方法能够减小压力峰，但是却影响了发动机的高性能。因此，消除不寻常的压力峰和减少压力速度的同时不牺牲基本装药结构和体积装填系数是未来研究很有意义的课题。

Peretz A等[8]建立了一个综合的模型对体积装填系数高的固体推进剂火箭发动机中流动区域时间和空间的发展进行了分析。燃烧室中的气体流动由一系列的双曲线偏微分方程表示，它们结合了点火和火焰传播以及发动机轴向的燃气加质流动。火焰传播速度由推进剂表面连续的加热到点火阶段来计算的。运用可控端面燃烧点火器的矩形窗口发动机（药柱长度50cm，周长1cm，通道等效直径1cm）已通过试验验证分析。该文应用AP推进剂进行了喉通比分别为2.0、1.5、1.2、1.06，头部压强为35到70个大气压的试验。计算压强瞬变量和火焰传播速度与实验测得量吻合得很好。

单室双推力固体火箭发动机概念提出来以后，国内学者也进行了大量的研究。

闵斌[9]提出了一种高性能的单室双推力发动机方案，研究结果表明，在助推和续航两级推力比高达9.3时，发动机的混合比冲可达2352N.s/kg。该文论述了这种方案的特点、设计中考虑的问题以及采用的内弹道计算基本方程，给出了某些试验结果。

许玉望[10]介绍了在一个燃烧室中，采用两种不同燃速推进剂组成的装药同时燃烧实现双推力的理论与实验研究的结果。同时建立了内弹道方程，导出了等面燃烧条件下助推续航两级平衡压力计算公式，将实验与理论计算结果进行比较，得到了符合工程需要的设计方案。

王松柏[11]讨论了单室双推力星孔装药固体火箭发动机的结构优化方法。通过对目标函数、约束条件以及发动机特性参数与各设计变量间关系的分析，建立了适应罚函数法的数学模型与计算机程序。该文给出了结构优化计算实例，计算结果令人满意。

赵秀超等[12]发表了“火箭发动机单室双推力多孔装药设计方法”，该文提出了单室双推力多孔装药结构，给出了装药药柱燃面及通气面积计算方法，利用某火箭发动机的装药几何参数，计算了多孔装药内弹道特性参数。设计及计算结果表明，多孔装药结构容易实现单室双推力的要求，提高装药药柱的刚度和强度特性。

王文平等[13]建立了导弹/发动机一体化设计的优化模型, 对单一推进剂实现双推力和双燃速推进剂实现双推力两种情况分别进行了计算和分析。求出了能够使导弹射程达到最大，又能在设计中实现的最佳推力方案。

何德伟等[14]根据单室双推力发动机装药的特点，对衬层、绝热层的预反应及预固化衬层在真空状态下垂直存放等绝热衬层加工工艺条件对装药界面粘接性能的影响进行了研究，并提出了改善装药界面性能的技术途径。

谢侃等[15]针对某单室双推力翼柱形装药导弹在研制过程中多次出现烧穿的现象，开展了数值模拟研究，考察了发动机两相流动情况。模拟结果表明，缓燃药柱前翼设计不合理，造成流场中存在壁面附着涡团，恶化了热防护条件，造成壳体烧穿。数值模拟得到的涡团位置与尺寸和实验烧穿部位吻合。经过试验验证，取消前翼设计后，切向涡消失，发动机不再出现烧穿现象。