摘要：针对影响聚乙烯(PE)在固体燃料冲压发动机燃烧室中的燃速因素,采用数值仿真与直连式实验相结合的方法,研究了空气质量通量和固体燃料内径对PE燃料平均燃速和当地燃速的影响,分析了无量纲回流区长度与突扩台阶高度的关系。研究表明,PE燃料平均燃速与空气质量通量呈幂函数递增关系,与固体燃料内径呈幂函数递减关系;点火过程的影响以及湍流燃烧模型对突扩台阶后回流区内传热的计算精度是引起回流区内计算结果与实验结果误差较大的重要原因;无量纲回流区长度与突扩台阶高度呈线性递增函数关系。研究结果对固体燃料冲压发动机燃烧室的设计具有一定的参考价值。

摘要：为了研究AF-315液体单元推进剂在高压下的燃烧特性,设计了一种测量液体推进剂高压线燃速的实验装置,采用离子探针测速技术测定了液体推进剂燃烧时火焰面的传播速度.利用此实验装置,测量了AF-315在29.4～55.0MPa压力范围内的表观线燃速.实验结果表明,燃速与压力之间满足指数关系,但燃速系数及燃速指数在29.4～43.1MPa和43.1～55.0MPa内具有不同的值.通过最小二乘法线性拟合,分别得到了两压力区间内AF-315线燃速与压力的经验公式.

摘要：设计了一种可测量复合推进剂在应变条件下燃速的实验装置,对3种复合推进剂在不同环境压强和不同应变下的燃速进行了测量,对实验数据进行了分析。结果表明,选用的复合推进剂在0%～20%应变状态下燃速随应变增加而增大,但没有发生突变;复合推进剂有应变时,粘合剂会产生一定量的微小空隙和疏松,这种结构的变化导致其燃速增加;同一应变条件下,固体含量高的推进剂燃速变化更剧烈。

摘要：为满足某发动机装药需求,设计了固体质量分数为87.5%含RDX的低燃速丁羟推进剂配方,采用最小自由能法进行理论计算,研究了RDX和改性草酸铵对热力学参数的影响。用BSFΦ165标准试验发动机测试了比冲和燃速。结果表明,含RDX低燃速推进剂配方中,RDX和改性草酸铵的含量影响其热力学参数。当RDX质量分数为10.0%,改性草酸铵为2.0%时,低燃速推进剂的实测比冲为***-1,比冲效率为0.919,燃速为4.12mm.s-1;通过添加少量改性草酸铵、改变氧化剂的粒度级配,能够在保证推进剂能量基本不变的前提下,满足含RDX低燃速丁羟推进剂配方的低燃速指标要求。

摘要：对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。

摘要：分析了固液混合火箭发动机的燃烧特点、燃烧中气相过程和固体燃料内部的传热过程,利用由传热理论得出的固体燃料燃速公式和阿累尼乌斯(Arrhenius)燃速公式耦合计算,得到了燃速与氧化剂流率、轴向距离、装药初温和时间的变化规律.计算结果表明固体燃料燃速主要受氧化剂流率和轴向距离的影响,随氧化剂流率的增加而增加,随轴向距离的增加而减小.固体燃料燃速温度敏感性小,在设计发动机时可以不考虑装药初温的影响.利用热力计算得到了绝热燃烧温度与氧化剂流率和药柱长度的变化规律,绝热燃烧温度随氧化剂流率的增加存在一最大值.计算结果与相关文献的报道比较吻合,为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧及流动问题打好了基础.

摘要：在固体推进剂的靶线法燃速测试中,燃烧室的压强波动直接影响数据的可信度,常用的抑制波动的方法是并联燃烧室或者缓冲机构。然而,这一方法在低压范围及气态产物量大的高燃速推进剂燃烧试验环境下,有失效的可能。为将燃速测试的压强波动稳定在国军标规定的1%范围内,分析了推进剂燃烧过程中压强波动的机理,设计了一套基于Lab?VIEW虚拟仪器和组合式气路的压强控制系统,配合现有缓冲式燃速仪,进行了1 MPa和2 MPa低压试验验证,当燃烧导致的压力上升超过国军标规定的1%时,PID控制算法开启泄压阀门,使压强回归到正常范围,整个燃烧过程的压强超标时间从原78%降至15%以内。结果表明,设计的压强控制系统,相比单纯依赖缓冲瓶,能更有效地将燃烧压强波动控制在国军标要求范围内,从而使数据更可信。

摘要：本文以复合固体推进剂凝相燃烧模型为基础,发展了一种考虑热射辐对燃面作用的理论模型,得到了预示药条、缩比和全尺寸发动机燃速相关的半经验方法。对外加热辐射的四种复合推进剂和三种复合推进剂的药条、φ152mm与φ300mm发动机的燃速相关性进行了预示,结果与实验值相一致。该燃速相关方法可用于工程设计。

摘要：在综合了国内外大量关于加速度场对固体推进剂燃烧过程影响文献的基础上,分析了多种底排装药的燃速受高速旋转影响的试验结果;通过理论研究提出了《火焰压迫》模型,并建立了它的数学表达式和计算程序。最后,以AP/HTPB推进剂为例进行了数值计算,其计算结果与试验结果吻合较好。该模型的数学表达式中不含修正系数,具有通用性。它对底排装置的内外弹道设计、计算和试验结果的分析具有重要参考价值。

摘要：为测量固体火箭发动机燃烧过程中推进剂燃速变化情况,组建可用于固体发动机地面试验特殊环境的超声波测量平台,应用超声波连续脉冲反射法测量,获得发动机不同界面的超声回波波形数据。通过设置区域增益并观察分析实验数据,从复杂的回波数据中提取出推进剂的厚度变化量,通过计算得到不同时刻推进剂的燃速。回波图可以清晰反映出推进剂端面的燃烧退移过程,进而可获得推进剂的燃烧规律。利用超声波法实现固体火箭发动机地面试验条件下推进剂燃速测量,测得实时连续的发动机燃速,可为固体火箭发动机结构设计及装药设计提供重要参数。