一、微型固体火箭内部点火阶段温度场的数值模拟（论文文献综述）
马壮（John Z. Ma）[1]（2021）在《连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究》文中研究指明连续爆轰发动机是国际航空航天动力领域的热点,各主要国家都在投入人力、物力、财力抢占研发的制高点。研究进展上,大多数国家已经脱离了单纯的机理探索,逐渐向工程应用努力,一旦技术成熟并定型装备,极有可能在火箭发动机、航空发动机和冲压发动机领域取得跨越式发展。本文以国防重大需求为牵引,以工程化应用为目标,针对工程化所必须解决的连续爆轰发动机高效、稳定、可控的关键难题,开展了连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究。主要研究内容1为:（1）设计了五种不同构型的连续爆轰燃烧室。在导师的组织领导下,负责建设了北京大学连续爆轰发动机综合实验平台。目前该实验平台已具备不同流量范围的液态煤油和多种气态燃料的一体化综合控制实验能力。实验能力大幅度提升。（2）采用了一种小波变换（WT）分析方法,解决了短时傅里叶变换（STFT）在分析爆轰波压强信号时的倍频干扰问题。提出了一种工程上评价空间掺混效果的无量纲参数。多波相比单波模态,二次掺混时掺混不均匀导致爆轰波速度会进一步亏损,并给出了亏损模型。连续爆轰发动机起爆延迟时间随着预爆轰管充气时间的增加先增加后稳定不变。（3）通过系统分析高速摄影视频与压强变化曲线,发现了七种燃烧模态并给出了压强曲线判别方法,即爆燃模态、DDT过程、爆轰-爆燃并存模态、强-弱爆轰并存模态、不稳定转稳定爆轰模态、稳定爆轰模态和单-双波转变模态。连续爆轰波从起爆到稳定传播一般要经过自调节阶段和稳定阶段。自调节阶段包括爆燃、爆燃转爆轰（DDT）过程、爆轰与爆燃耦合、强弱爆轰耦合和不稳定转稳定爆轰。自调节阶段一般需要上百毫秒时间,增加总压可以缩短自调节阶段的时间。（4）实验中发现了连续爆轰发动机内三类再起爆现象。对于单波-双波-单波转变现象,提出了一种双波“交互-调整”机理来分析该过程。局部剩余的可燃气体经过燃烧室头部内壁附近激波反射所形成的持续的局部高压“热点”诱导再起爆所致。短时再起爆湮灭时间一般在几毫秒到十几毫秒之间。再起爆主要是由激波与壁面作用形成的高压点或者双波对撞形成的高压点或者反射激波形成的高压点或者它们之间的组合造成的。长时再起爆湮灭时间一般在一百毫秒到几百毫秒之间。长时再起爆是掺混不好导致爆燃在某一阶段占据主导作用造成的。在一定范围内增加喷注压力有利于爆轰波再起爆,从而缩短湮灭时间或者避免湮灭的发生。再起爆现象的存在会对发动机的稳定工作和性能造成影响。（5）在稳定爆轰模态下,发动机尾焰呈亮蓝色,出口温度较高,推力稳定。在爆燃占主导的不稳定燃烧模态下,发动机尾焰呈暗黄色,出口温度偏低,发动机出口处发生了扩散燃烧,推力不稳定。相同条件下,爆轰比爆燃比冲提高可达18%。通过设计水冷式燃烧室实现了长达20s的连续爆轰波稳定运行。发动机壁面缺陷的存在导致局部强扰动的流场,造成壁面局部温度过高而出现烧蚀。（6）结合连续爆轰波的特性和对不同飞行器动力要求,提出了五种面向工程应用的发动机概念设计方案并通过三维建模进行了详细的参数设计。
刘迎宾[2]（2021）在《固体火箭发动机点火过程仿真分析》文中指出固体火箭发动机被广泛应用于航天运载和航天器特别是导弹领域。其整个点火过程需要在极短时间内完成发动机从发出点火指令到达到稳定工作状态的整个建压过程,升压梯度极大,流场变化复杂,易造成燃烧室内升压不均匀,使药柱结构完整性发生破坏。特别对于一些采用三级点火的固体火箭发动机,高动量的燃气还会对药柱的药形造成很强的冲击作用。一方面,本文对采用管形装药的中低空固体火箭发动机及EPKM型高空固体火箭发动机的点火过程进行仿真,通过对软件进行二次开发,加入温度和压强点火判据来控制燃气的生成和燃面的扩展,对发动机内流场变化情况进行分析。研究了点火过程中堵盖打开后引起的燃烧室头部燃面附近压降值的影响因素,对比了中低空与高空固体火箭发动机点火过程中内流场尤其是喷管内流场的不同与相似之处。另一方面,对EPKM型固体火箭发动机点火过程进行流固耦合仿真分析,研究了其整个点火瞬态过程中药柱的受力变形情况,并对药柱的结构完整性进行了分析。研究结果表明:1.点火过程中燃烧室内存在压强振荡现象,主要在主装药点燃前的整个时间段和喷管堵盖刚打开后的几个毫秒比较明显;对于中低空固体火箭发动机,相对于高空固体火箭发动机,喷管堵盖打开后,发动机内流场,尤其是喷管内流场易受到大气背压的影响,主要表现在燃烧室内轴线附近及喷管收敛段入口处热量堆积的现象和喷管扩张段内流场物理特性的不同。2.点火燃气进入燃烧室后,会在燃烧室内形成复杂的多个涡流,但在经过几个毫秒后,这些涡流会逐渐融合为一个稳定的、相对较大的涡流,其后在喷管堵盖打开之前,该流动状态基本不会再发生变化,对于含有翼槽的药柱,其翼槽内流动状态变化过程也是如此,而且翼槽内不论点火燃气的流动还是火焰的传播,都是沿着翼槽的前缘向底部和后缘的方向传播。3.发动机喷管喉径越大、堵盖打开压强在一定范围内越高,则点火过程中,由于堵盖打开引起的燃烧室头部燃面附近压降值越大,而且该值受燃烧室内燃气生成速率影响较小。4.EPKM型固体火箭发动机点火过程中,喷管堵盖打开前,固体推进剂尾部所受到的应力大于其头部,喷管堵盖打开后,整个结构场应力沿轴向分布比较均匀,沿径向逐渐降低,且应力及应变的最大值发生在翼槽与管形装药段的过渡区域,采用八面体剪切应变准则对药柱的强度进行判断,其结构完整性满足要求。
赵伟[3]（2021）在《固体推进剂表面处理工艺模拟及安全评估》文中认为固体推进剂表面处理工艺是固体推进剂制备过程中的重要环节,与其他材料所不同的是,固体推进剂在整形过程中极易受到在表面处理过程中外界的热力刺激和摩擦等原因而使其温度上升,造成固体推进剂的热量积累产生热点从而出现点火、燃烧甚至是爆炸等安全隐患等问题。目前对于固体推进剂表面处理工艺的安全性尚缺乏系统的试验和理论研究,因此针对固体推进剂表面整形工艺可能造成温度上升的各种因素进行系统地模拟计算分析与理论预测十分必要。本文通过利用ABAQUS有限元数值模拟软件,分别针对手工打磨、车削、刨削和低温等离子体表面刻蚀等固体推进剂表面处理进行工艺模拟及安全评估,旨在通过数值模拟方法对固体推进剂表面处理工艺过程及其安全性开展理论分析与预测研究。通过差热分析仪（DSC）测得升温速率分别为5 K/min、10 K/min、15 K/min和20K/min的升温速率下固体推进剂的放热曲线,并采用Kissinger法和Ozawa法和Starink法计算固体推进剂指前因子和热分解活化能等参数,建立固体推进剂反应动力学方程;通过固体推进剂5s延滞期爆发点和燃烧热测试得到固体推进剂发生点火的临界温度和燃烧放热量;通过特性落高法和爆炸概率法得到固体推进剂撞击感度,通过摩擦感度试验得到固体推进剂摩擦感度和发火的临界加载压力。根据手工打磨固体推进剂工艺条件,通过ABAQUS软件建模并开展了不同施加压力和不同打磨速度下固体推进剂温度场变化情况。研究结果表明在手工打磨过程中打磨初期固体推进剂由于砂纸和固体推进剂之间的摩擦生热而快速升温,随着打磨操作的反复进行,固体推进剂温度趋于稳定,呈现在一定范围内震荡波动。采用Monte-Carlo算法建立固体推进剂细观模型来研究固体推进剂在打磨过程中温度变化,计算结果表明:固体推进剂在打磨过程中粘结体系率先升并急剧上升直至点火。根据固体推进剂车削和刨削工艺,通过ABAQUS软件建立了固体推进剂车削和刨削三维计算模型,计算了刀具进给量,切深和切削速度对车削和刨削过程中固体推进剂温度的影响。计算结果表明:在车削固体推进剂过程中,影响固体推进剂表面温度变化的主要因素是车削速度,其次是车削深度,而刀具进给量对固体推进剂表面温度变化影响最小;在刨削固体推进剂过程中,影响固体推进剂表面温度变化的主要因素是刨削速度,刨削深度,对固体推进剂温度变化影响最小。开展等离子体刻蚀固体推进剂温度监测试验,利用红外测温装置监测了低温等离子体刻蚀固体推进剂过程中固体推进剂温度变化。根据低温等离子体刻蚀固体推进剂温度监测试验,建立了低温等离子体刻蚀固体推进剂三维计算模型,计算了不同功率和不同处理时间下固体推进剂温度变化情况和固体推进剂发生点火的临界时间。计算结果表明:随着刻蚀处理功率的增加,固体推进剂发生点火的临界时间逐渐缩短。采用Monte-Carlo算法建立固体推进剂细观模型来研究固体推进剂在低温等离子体刻蚀过程中温度变化。计算结果表明:在低温等离子体刻蚀固体推进剂过程中积累的热量首先造成固体推进剂的粘结体系温度上升,并急剧上升直至点火。根据GJB772A-97中堆积密度干法所述测定方法测定固体推进剂堆积密度,得到固体推进剂碎屑颗粒堆积密度为0.48g/cm3,根据所测定的堆积密度通过ABAQUS软件建立固体推进剂堆积计算模型。将固体推进剂碎屑简化为圆形,并计算了不同处理时间和不同处理功率下固体推进剂碎屑颗粒温度变化情况。计算结果表明:随着刻蚀处理功率的增加,固体推进剂发生点火的临界时间逐渐缩短且在相同处理条件下固体推进剂碎屑颗粒温度变化更加明显。
安健[4]（2021）在《基于超声传感器的固体火箭发动机不稳定燃烧的温度测试》文中研究指明随着我国航空事业正在高速的发展,因此对于航空固体火箭发动机的各项指标及性能相比之前也有了更高的要求,温度作为航空固体火箭发动机工作过程中的一个非常关键的参数,是否可以非常精确的测量出固体火箭发动机燃烧室和羽焰的温度,将会直接影响固体火箭发动机发动机的设计和制造过程。发动机尾焰的温度可达1300℃,燃烧室的温度甚至可以达到3000℃以上,因此,许多传统的温度传感器,例如热电偶传感器（其温度量程仅能达到一千八百摄氏度）,相比较燃烧室3000℃的高温显然并不能满足要求,无法测出发动机燃烧室的温度。虽然辐射测温法虽然没有理论上的量程上限,由于辐射测温法在对其材料发射率修改过程中是必不可少的一个环节,因此也相应的使得针对辐射测温法结果处置的难度有一定提升。另外使用辐射温度的阶段同样会因为中间介质的作用出现较大不同,结合工程实际,在工业现场环境中,环境明显较差,最终的测量结果会受到中间介质影响更多,所以最终的精确度不能保持在较高水平。本文利用超声测温技术设计制造了一个温度传感器,选择铱铑合金作为传感器材料,确定了传感器直径与反射凹槽直径,并确定了反射段长度。并且利用铂铑热电偶对其进行了标定,得出其灵敏度达0.005?/℃,在95置信区间下重复性达98%。在数次传感器标定完成之后获得以下结果:在同一温度下,铂铑热电偶和传感器温度误差在0.5个百分点以内,整个量程中误差绝对值5摄氏度。通过实验发现传感器存在误差小的特征,方便重复进行。随后,利用Fluent软件对固体火箭发动机羽焰温度分布开展有限元仿真,并且搭载试车平台后对固体火箭发动机开展羽焰温度测试,并对比了结果。最后,对燃烧室空腔进行了声模态分析,分析结果与理论分析一致,充分的验证了数值仿真的准确性。对固体火箭发动机燃烧室的工作过程进开展有限元仿真,对燃烧室工作过程做出4个假设,数值仿真结果显示在固体火箭发动机内部燃烧室达到稳定状态的情况下,内部温度超过3000℃。
邓春丽[5]（2020）在《某型号发射箱箱体与燃气流固耦合分析研究》文中研究指明箱式发射技术因具有提高导弹的贮存可靠性、维修方便、作战反应迅速等优点,逐渐被各种导弹系统采用。导弹热发射过程中伴随着高压、高速、高温气体的流动和燃气空气多相流动,具有复杂的流动状态,对发射箱造成严重的热冲击和动力冲击,甚至导致发射失败。深入研究导弹热发射过程燃气射流的流动特性,分析流体压力载荷和温度载荷对发射箱的影响机制,对热发射技术和发射箱的结构设计具有指导意义。因此,某企业与贵州大学建立校企合作项目,研究导弹发射过程中燃气射流对发射箱的影响。本文以某企业设计的某型号发射箱为研究对象,建立1/4对称模型,利用理论分析和单向流固耦合研究方法对导弹发射过程中燃气与发射箱之间的耦合作用进行深入研究,主要研究内容如下:（1）基于建模思路和建模步骤,建立导弹发射过程中燃气与箱体的流固耦合模型。采用分块网格生成技术划分网格,考虑导弹发射过程边界发生变形,采用域动分层技术更新网格。（2）基于流体动力学技术,研究导弹发射过程中燃气射流对发射箱冲击效应,对导弹热发射过程中发射箱内的非定场流场进行数值模拟,分析激波开盖时发射箱内的流动特性、导弹运动时发射箱内外的流动特性、导弹飞离发射箱箱口时的冲击流场特性。研究结果表明:燃气射流对发射箱内外壁面热冲击比较严重,发射箱内外壁温度较高,内箱壁的最高温度为2920K,外箱壁的最高温度为2850K;随着导弹运动出箱,燃气射流对发射箱前端动力冲击较大,当火箭弹距发射箱管口的距离为1m时,燃气射流对发射箱迎气面上冲击力是最大的。（3）基于单向流固耦合、单向热固耦合、单向热流固耦合技术,研究发射箱在压力载荷、温度载荷、压力载荷温度载荷同时作用下的机械应力、热应力、耦合应力、机械变形、热变形、耦合变形的分布规律,并根据耦合分析结果提出发射箱的改进措施。研究结果表明:压力载荷和温度载荷对发射箱结构均有影响,流体压力载荷产生的机械压力对发射箱的影响比较小,而温度载荷产生的热应力对发射箱的影响比较大。在压力载荷作用下,发射箱结构满足性能和使用要求;在温度载荷作用下,发射箱产生裂缝和塑性变形;在压力载荷和温度载荷同时作用下,发射箱产生裂缝和塑性变形。通过试验验证了改进措施的有效性并应用于生产实践。
陈长国[6]（2020）在《长尾喷管后效瞬态传热特性研究》文中研究表明长尾喷管凭借良好的稳定性被广泛应用于战术导弹中。在长尾喷管火箭发动机工作过程中,由燃烧室产生的高温燃气流经长尾喷管时获得加速,实现导弹推进。燃气流动至长尾喷管时会产生氧化铝沉积现象和绝热层烧蚀现象,使长尾喷管升温,但因长尾喷管热防护结构的隔热作用,使得长尾喷管外壁面的温升在后效阶段中才发生。当长尾喷管外壁面温度突破推力矢量控制系统的工作温度阈值时,会造成控制系统中的热敏性电子元器件失效,致使导弹的作战任务失败。为确保导弹作战计划的成功实施,必须严格控制长尾喷管外壁面温度,采取合理的热防护设计。因此有必要对长尾喷管发动机后效瞬态传热特性进行研究。论文的主要工作和结果包括以下三个部分:1、建立了长尾喷管后效传热的数值计算模型。依据长尾喷管工作过程中存在的气-固两相流动、绝热层烧蚀、氧化铝沉积、气-固边界移动、内流场瞬态变化等物理现象,建立长尾喷管传热过程的基本物理模型。长尾喷管传热基本物理模型包括对流传热模型、绝热层的烧蚀模型、氧化铝颗粒的沉积模型。在长尾喷管后效传热计算模型中,将绝热层烧蚀和氧化铝沉积所引起的气-固边界移动问题与多孔介质模型相结合,实现长尾喷管内的边界移动的准确模拟。2、无绝热层烧蚀情况下的常规喷管后效传热计算与分析。分析沉积层参数、绝热层参数对后效传热的影响规律,修正长尾喷管后效传热数值计算模型。通过不同实验条件下的发动机实验结果校验长尾喷管后效传热数值计算模型的准确性,确保其计算误差在15%以内。外界气流在后效阶段中沿喷管内壁面回流至喷管内,对沉积层进行冷却降温,沉积层和绝热层的热量向喷管内壁面两侧传递。3、存在绝热层烧蚀情况下的长尾喷管后效传热计算与分析。长尾喷管参数化分析结果表明,影响长尾喷管后效传热的最大因素是氧化铝沉积率,而回流持续时间、绝热层热解率和氧化铝导热系数的影响效果依次减弱。绝热层的烧蚀和氧化铝沉积改变了喷管的内型面,加剧了内流场的变化。外界气流在后效阶段中依长尾喷管扩张段内壁面回流至喷管内,对喷管进行冷却降温。
黄永恒[7]（2020）在《固体火箭发动机点火建压过程流固耦合数值模拟》文中指出固体火箭发动机点火建压过程通常发生在几十毫秒的时间内,在此期间燃烧室压力迅速上升,流场急剧变化。通过试验的手段难以捕捉点火过程燃烧室流场流动细节,且通过试验开展参数化分析耗资巨大、周期较长,因此有必要开展固体火箭发动机点火建压过程的数值模拟。目前已有的点火建压过程模拟方法,常将点火药的燃烧过程过度简化,通过试验拟合出相应的点火燃气质量流量曲线,直接模拟点火燃气的生成（本文称之为纯气相点火）。纯气相点火忽略了颗粒的燃烧和流动过程,且无法模拟点火药粒径、发火药比例等参数对点火过程的影响,质量流量曲线的给定依赖于试验。为提高点火过程数值模拟的精细化程度,本文开展了基于点火药颗粒燃烧的点火建压过程模拟方法的研究,模拟点火期间点火药颗粒燃烧流动过程,具体内容如下:（1）采用异相反应（Heterogeneous Phase Interaction）模型,开展基于点火药颗粒燃烧的点火建压过程模拟。将本文模拟结果与试验数据对比,分析点火药燃速、初始发火条件等参数对点火过程升压速率的影响,进行参数修正。（2）将点火过程模拟方法与课题组开发的level-set燃面退移算法结合,实现发动机工作全过程内弹道曲线的预示。（3）在完成参数修正的基础上,建立一般形式的管型装药发动机模型,分析点火药颗粒在燃烧室中的燃烧流动,探究在点火药燃气及炽热颗粒的作用下装药表面的引燃特性,以及燃气通道内点火冲击的形成和发展规律。开展点火建压过程影响因素参数化分析,研究点火药量、点火药粒径、喷管堵盖打开压强等因素对点火延迟时间、发动机平均升压速率等的影响。（4）建立管型装药发动机三维模型,开展点火建压过程单向流固耦合模拟,研究压应力作用下药柱结构动力响应规律。建立星型装药发动机三维模型,分析药柱形状对应力应变分布的影响。基于点火药颗粒燃烧的点火建压过程模拟方法,为固体火箭发动机点火建压过程数值模拟提供了新的手段,提高了点火过程数值模拟的精细化程度。
文俊杰[8]（2020）在《微纳卫星固体火箭发动机点火过程及内流场仿真研究》文中进行了进一步梳理固体火箭发动机以其结构简单、快速反应能力强和工作可靠性高等优势,易于实现一体化和模块化设计,在未来微纳卫星大范围轨道机动中有着广泛的应用前景。因此,本文面向应用于微纳卫星的固体火箭发动机,采用数值模拟与试验验证,对真空条件中发动机前端点火和尾部点火下不同参数的点火特性和真空羽流现象进行研究,以获得提升空间固体发动机点火性能的技术途径和方法,促进固体火箭发动机在空间环境中的工程化应用。通过分析点火燃气填充和压力建立过程,阐述不同结构尺寸参数对点火性能的影响规律和各流动特征参数的分布规律,对固体火箭发动机发动机结构优化设计和研究装药完整性分析具有指导意义。本文的主要研究工作包括:（1）通过引入燃烧扩散系数修正了黑火药点火室质量流率模型,建立了真空下固体火箭发动机点火瞬态过程数值仿真模型,设计了不同点火方式、点火室出口、装药位置、扩张比的点火试验样机,搭建了真空点火试验系统,包括真空试验装置、真空保护箱、图像采集处理系统和数据采集处理系统。（2）建立了发动机前端点火二维轴对称模型,研究了点火药量、装药位置、点火室出口尺寸等设计参数变化和燃烧加质过程对发动机点火性能的影响,并与点火试验进行了对比,验证了数值仿真的有效性,分析了真空羽流现象。结果表明:增大点火药量会增加点火压力峰,对装药的结构性产生不利影响。真空条件下黑火药的点火性能发生变化,0.2g点火药无法冲破端盖,常压下喷出的大量颗粒在空气环境中二次燃烧,而真空下喷出的颗粒未进一步燃烧。装药位置在中间可以提升点火内流场的稳定性,有利于火焰稳定发展。点火室出口越大,其点火药流量损失也越大。考虑加质时,推进剂燃烧产生的加质流与点火室燃气共同作用加速了燃烧室压力建立过程。（3）分析了扩张比等参数变化对尾部点火燃气填充和压力建立过程的影响,与试验对比验证了仿真计算的合理性。结果表明:相同点火药量下,尾部点火方式较前端点火的内流场冲击更为剧烈,且有较明显的压力振荡,装药表面振荡压差达到1.82MPa（前端为0.4MPa）,不利于装药的结构完整性。相同喉径下随着扩张比增大,端盖打开时间越长,燃烧室内建立的压力越高。与常压试验相比,真空下尾部羽流现象更为明显,点火性能的稳定性较差,燃烧时间也较短。通过本文的研究工作,对不同方式和参数下的瞬态点火过程进行了深入的探讨,为提高固体火箭发动机的点火性能,促进其在空间环境条件下的工程化应用,奠定了理论和实践基础。
朱敏[9]（2020）在《铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能影响研究》文中提出固体火箭冲压发动机（Solid Rocket Ramjet,SRRJ）是一种先进的吸气式动力推进装置,具有比冲大、射程远、结构简单且可靠性高等优势,适用于超音速巡航的各类炮弹和导弹系统。上世纪50年代新型高能复合推进剂的成功研制,为促进冲压发动机应用发展奠定了技术基础。为了进一步提高固体燃料的比冲,综合考虑能量密度、易着火性、毒性和贮存量等多方面因素,镁、铝等金属颗粒被添加到复合推进剂的配方中。SRRJ具有燃气发生器、进气道和后台阶等特征结构,实际内流场具有明显的三维湍流特性,特别是伴随微米级金属颗粒群运动和燃烧的多相耦合情况,目前主要采用实验观察与测量的方法进行研究分析。本文针对这类复杂问题,发展了一套跨尺度多相反应耦合数值求解器（Coupled Multiphase Reacting Phenomena Solver,CMRPS）,结合先进实验技术及地面直连式冲压发动机热车试验系统,仿真模拟和实验研究了铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能的影响。本文主要研究工作如下:（1）开发了二维/三维的跨尺度多相反应耦合数值求解器CMRPS,包含气相、固相和离散相三个独立模块,具有数值模拟湍流气力输运的稠密/稀疏气固两相耦合反应问题的仿真研究能力。气相模块基于有限体积法（Finite Volume Method,FVM）实现,综合考虑湍流、混合多组分、化学反应动力学和热力学等问题,通过源项方法与固相和离散相进行耦合,实现非定常迭代计算。固相模块主要用于计算复合推进剂内部热传导过程,通过大小相同的热通量和边界温度实现热耦合（Conjugate Heat Transfer,CHT）关联计算,求解固体域热能分布及燃面温度。微米级金属颗粒群运动和燃烧过程的追踪方法具体由离散相当地实际体积分数决定,基于Eulerian方法的双流体模型（Two Fluid Model,TFM）适用于研究稠密气固两相流,而对应稀疏颗粒轨道追踪问题的仿真模拟采用基于Lagrangian方法的离散单元方法（Discrete Element Model,DEM）。最后结合多个经典算例,对CMRPS仿真模拟结果的可靠性和准确性进行了验证分析。（2）考虑真实冲压发动机内流场的强迫对流复杂环境影响,研究微米级镁颗粒的微观定性火焰模态转变,并分析拟合了多类因素综合确定的单颗粒瞬时燃速和火焰总持续时间的定量公式。一方面,颗粒直径和环境参数（压强、温度及氧浓度）都会影响镁颗粒的燃烧波温度分布;静态下各向同性的镁颗粒火焰形貌同时还受到强迫对流效应的显着影响,随着相对速度的持续增大相关火焰模态由全包络,经过渡态向曳尾态转变,最终甚至可能导致熄火。分析单颗粒瞬时燃速和火焰总持续时间受到上述多类因素的综合影响,依据138项数值研究工况的仿真结果,基于最小二乘法提出了多变量共同作用的定量拟合公式。（3）搭建密闭耐高温高压激光点火实验台,包括高速摄像机、红外测温仪、钨铼微热电偶和高频测试系统等,研究分析了某铝镁贫氧推进剂的近燃面区初始分解燃烧特性。结合CMRPS双流体算法和16组分16基元反应动力学简化模型开展仿真模拟,对流固耦合传热过程及近燃面区火焰结构进行了研究分析。研究发现在冲压发动机地面试验工作压强范围内,Vielle和Summerfield提出的两种半经验公式都能很好地拟合该铝镁贫氧推进剂的压强-燃速关系。基于流固热耦合算法仿真模拟工况压强0.60 MPa的大气氛围中的燃面温度为1044 K,与实验值误差约4.4%。深入分析不同压强和氧浓度条件下的近燃面区火焰结构及主要反应组分分布,发现燃烧波温度曲线具有双平台特性。机理分析是因为受到环境状态参数影响的混合组分的化学反应路径和剧烈程度差异,表现为近燃面区流场高温组分扩散及其火焰对固体推进剂热反馈的综合现象。（4）通过基于Eulerian-Lagrangian模型建立的CFD-DEM气固模块双向耦合算法,研究微米级铝颗粒群补燃室射流燃烧的稀疏气固两相流的宏观耦合特性,追踪分析了离散相的运动弥散分布和燃烧反应过程。研究发现添加了铝颗粒群的耦合两相流较初始单相流场表现出显着的速度滞后和温度超前特征,其综合作用对于提高全局温度和实际推力具有正向意义,但因为存在相间阻力,可能反而会降低流场局部气相速度。进一步对加质铝颗粒群的入射范围、初始温度、直径和质量流率的影响进行了统计计算和定量分析。较好的颗粒群分散程度意味着有更高的气体接触反应机会和更大的传热传质空间,因此有助于提高燃烧效率。入射铝颗粒的初始温度越高、直径越小,着火速度越快,燃烧越容易实现,即意味着在固定长度补燃室的有限驻留时间内能够促进充分反应释放出更多的热量。铝颗粒及其燃烧产物的相变物理反应与燃烧氧化过程一样会显着影响多相流场温度分布,同时必须考虑当地物质组分的实际配比和掺混状态。（5）地面联管热车试验研究验证了以某铝镁贫氧推进剂为燃料的固体火箭冲压发动机全尺寸工作性能,该对称式侧向双路进气的管道火箭冲压发动机试验系统采用多套传感器,测量和记录了空燃比15工况下DRE工作全过程的压强场、温度场和推力等重要参数变化,并对热防护衬层烧蚀现象进行了剖析。受来流的双进气道结构决定,内流场高温区同样呈对称状分布,具有强湍流特性。引入的外界冲压空气在进气道入口上游附近区域形成回流区,在下游附近区域强烈碰撞并进行组分增强掺混,导致当地存在更高的氧浓度且实现二次燃烧。结合CMRPS的CFD-DEM气固模块双向耦合算法,成功仿真模拟了相同试验条件下该DRE内流场中的铝镁颗粒群运动弥散分布规律,捕捉分析了颗粒群燃烧效率及多相反应耦合流场细节等其他特性。最后剖析发现热防护衬层的烧蚀现象与高温燃气分布和颗粒群运动冲刷密切相关,主要存在热化学烧蚀和机械剥蚀两方面因素作用。
那旭东[10]（2019）在《NEPE高能固体推进剂细观燃烧模型研究》文中提出燃烧模型是开展固体推进剂燃烧仿真和性能分析的重要手段。国内外学者已提出了包括BDP、GDF以及PEM在内的各类复合固体推进剂燃烧模型,并广泛地开展了复合固体推进剂燃烧性能研究,获得了一系列有价值的研究成果。但与其燃烧行为相关的许多问题仍未解决,以往大多数关于复合固体推进剂的研究都是从宏观层次对其燃烧特性（如燃速、燃烧波结构）进行评估和测试,其燃烧模型属于唯象模型范畴。然而,复合固体推进剂在细观上具有复杂的三维异质结构,其细观燃烧包括气固耦合、简单或详细的化学反应机理、高温梯度和复杂火焰结构的反应流体力学等诸多复杂的问题。美国先进火箭仿真中心（CSAR）开发的AP/HTPB复合固体推进剂细观燃烧模型区别于传统的唯象模型（BDP、PEM）,该模型在考虑复合固体推进剂颗粒级配、空间分布以及各组分配比情况下,可对复合固体推进剂动态燃烧过程进行气固耦合计算。通过该细观模型可以得到气相火焰结构、燃速特性以及气相场相关特性,代表了目前复合固体推进剂燃烧模型的发展方向,具有十分广阔的应用前景。目前,我国在复合固体推进剂细观燃烧模型方向上的研究还未见公开文献报道,与国外研究成果必然存在一定的差距。因此,本文结合试验研究和美国先进火箭仿真中心（CSAR）所开展的AP/HTPB复合固体推进剂细观燃烧模型工作,以高能复合固体推进剂NEPE为研究对象,建立其细观燃烧模型并解决了模型程序实现过程中的若干关键技术问题,以期在细观燃烧模型研究方向上缩小与国外的差距。本文的研究内容主要分为四点,具体如下:（1）复合固体推进剂点火燃烧试验研究搭建推进剂点火燃烧试验系统,开展不含铝颗粒NEPE高能复合固体推进剂点火燃烧试验研究。为得到接近真实火箭发动机工作条件下的推进剂点火燃烧现象,在开窗高压密闭燃烧器内开展相关试验研究。采用高速摄像系统对推进剂点火燃烧过程进行拍摄,分析推进剂点火燃烧过程及气相火焰结构特点,加深对其燃烧过程的认知并为后续建立细观燃烧模型提供相关参考依据。此外,对不含铝固体推进剂还开展了基于超声波法和数字图像法的燃速动态测量研究。（2）燃面铝团聚试验研究铝颗粒可以使推进剂的能量密度、比冲和燃烧温度等参数提高,但同时铝颗粒会在推进剂燃烧表面发生团聚,大尺寸的团聚物会导致推进剂能量特性下降。论文所建立的NEPE高能复合固体推进剂细观燃烧模型目前还未考虑Al颗粒存在的情况。为后续研究含Al颗粒细观燃烧模型及燃面铝团聚模型,论文开展了含Al颗粒NEPE高能复合固体推进剂燃面铝团聚行为试验研究。采用微距镜头和高速相机组合的高速显微拍摄技术,分别在常压及高压两种情况下开展了含Al颗粒NEPE高能复合固体推进剂燃面铝团聚行为试验研究,试验获得了铝颗粒在推进剂燃烧表面处和脱离燃面后的动态燃烧行为过程。研究为后续开展基于数字图像法的团聚尺寸测量及建立高精度、宽适用性的团聚模型提供技术支持。（3）复合固体推进剂颗粒填充几何模型研究复合固体推进剂是一种高填充比颗粒复合材料,氧化剂颗粒及金属颗粒在基体中随机分布,在细观上具有复杂的三维异质结构。推进剂燃烧性能受其异质结构影响,因此建立复合固体推进剂颗粒填充几何模型是开展细观燃烧模型仿真的前提。将NEPE高能复合固体推进剂中的氧化剂颗粒和金属颗粒简化为球形颗粒,颗粒间的空隙为粘合剂,应用分子动力学方法建立NEPE高能固体推进剂颗粒在基体内随机分布的填充模型。针对不同颗粒种类、数量和级配,开展NEPE高能复合固体推进剂颗粒填充几何模型建立研究,为后续开展细观燃烧模型提供几何模型。（4）复合固体推进剂细观燃烧模型研究结合试验研究及国外开展的复合固体推进剂细观燃烧模型相关工作,建立不含铝颗粒NEPE高能复合固体推进剂细观燃烧模型,在开源计算流体力学软件OpenFOAM平台上实现该细观燃烧模型的程序开发。细观燃烧模型充分考虑了复合固体推进剂燃烧过程中具有的多域、非线性强耦合、燃面动态退移及气相域多组分燃烧的特点。在程序开发过程中针对上述特点实现了相关算法的开发,其中采用分区耦合法实现气固域燃烧热耦合流场的求解,采用Level Set与VOF结合的方法实现燃面的动态追踪,采用网格拓扑变换方法实现气固域之间几何拓扑结构的动态变化。基于所开发的细观燃烧模型程序,开展NEPE高能复合固体推进剂细观燃烧模型仿真计算,得到了初步的仿真计算结果。本文在数值和试验研究的基础上所取得的研究成果,对复合固体推进剂的细观构建模及燃烧性能预示具有较高的科学理论意义和工程应用价值,对固体推进剂的配方设计及提高燃烧性能措施具有重要的参考及指导作用。本文建立的细观燃烧模型求解方法具有较强的通用性,可以推广至固体火箭发动机、固液火箭发动机以及固体燃料冲压发动机的仿真计算。
二、微型固体火箭内部点火阶段温度场的数值模拟（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、微型固体火箭内部点火阶段温度场的数值模拟（论文提纲范文）
（1）连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 爆轰现象与爆轰理论 |
| 1.2.1 爆燃与爆轰 |
| 1.2.2 爆轰现象的发现 |
| 1.2.3 C-J理论 |
| 1.2.4 ZND模型 |
| 1.2.5 爆轰波胞格结构 |
| 1.2.6 爆轰波自持机理讨论 |
| 1.3 爆轰推进 |
| 1.3.1 脉冲爆轰发动机 |
| 1.3.2 驻定 (斜) 爆轰发动机 |
| 1.3.3 连续爆轰发动机 |
| 1.4 连续爆轰发动机最新研究进展 |
| 1.4.1 连续爆轰火箭式发动机 |
| 1.4.2 连续爆轰冲压式发动机 |
| 1.4.3 连续爆轰涡轮式发动机 |
| 1.4.4 挑战、发展趋势及思考 |
| 1.5 问题与不足 |
| 1.6 本文的主要工作和内容 |
| 第二章 实验系统及方法 |
| 2.1 连续爆轰燃烧室 |
| 2.2 供气系统 |
| 2.2.1 气库 |
| 2.2.2 配气柜 |
| 2.2.3 附件台架 |
| 2.2.4 末端台架 |
| 2.3 排气系统 |
| 2.3.1 排气管道 |
| 2.3.2 消音塔 |
| 2.4 点火系统 |
| 2.4.1 火花塞 |
| 2.4.2 预爆轰管 |
| 2.5 测控系统 |
| 2.5.1 控制/低频采集系统 |
| 2.5.2 独立高频采集系统 |
| 2.6 煤油系统 |
| 2.6.1 煤油供给 |
| 2.6.2 煤油热解 |
| 2.7 参数测量 |
| 2.7.1 流量测量 |
| 2.7.2 压力测量 |
| 2.7.3 温度测量 |
| 2.7.4 推力测量 |
| 2.7.5 光学测量 |
| 2.8 实验方法 |
| 2.8.1 时序设计 |
| 2.8.2 实验操作大纲 |
| 2.9 实验系统安全防护设计 |
| 2.9.1 系统安全防护措施 |
| 2.10 本章小结 |
| 第三章 连续爆轰波传播特性分析及其影响因素实验研究 |
| 3.1 连续爆轰波典型工作模态 |
| 3.2 连续爆轰波小波分析 |
| 3.3 掺混距离对连续爆轰波工作模态的影响 |
| 3.3.1 实验研究 |
| 3.3.2 数值模拟 |
| 3.4 预爆轰管充气时间对连续爆轰波传播特性的影响 |
| 3.4.1 对爆轰波传播速度的影响 |
| 3.4.2 对爆轰波起爆延迟时间的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 连续爆轰波起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究 |
| 4.1 连续爆轰波起爆及稳定过程 |
| 4.1.1 燃烧模态识别 |
| 4.1.2 连续爆轰波稳定过程 |
| 4.2 单波-双波-单波转变机理 |
| 4.2.1 单波-双波-单波转变现象 |
| 4.2.2 单波-双波-单波转变机理分析 |
| 4.3 短时再起爆机理 |
| 4.3.1 短时再起爆现象 |
| 4.3.2 短时再起爆机理分析 |
| 4.4 长时再起爆机理 |
| 4.4.1 长时再起爆现象 |
| 4.4.2 长时再起爆机理分析 |
| 4.5 喷注压力对再起爆特性的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 水冷式连续爆轰发动机实验研究 |
| 5.1 水冷系统设计 |
| 5.2 水冷式燃烧室设计 |
| 5.3 连续爆轰发动机性能分析 |
| 5.4 连续爆轰发动机长程实验 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 全文取得的主要研究成果 |
| 6.2 全文的主要创新点 |
| 6.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 连续爆轰发动机面向工程应用的概念设计 |
| A.1 基于液态燃料的连续爆轰冲压组合发动机概念设计 |
| A.1.1 设计背景 |
| A.1.2 设计简述 |
| A.1.3 创新点 |
| A.2 基于固体粉末的连续爆轰冲压组合发动机概念设计 |
| A.2.1 设计背景 |
| A.2.2 设计简述 |
| A.2.3 创新点 |
| A.3 基于固体粉末的连续爆轰火箭发动机概念设计 |
| A.3.1 设计背景 |
| A.3.2 设计简述 |
| A.3.3 创新点 |
| A.4 基于连续爆轰加力的涡扇发动机概念设计 |
| A.4.1 设计背景 |
| A.4.2 设计简述 |
| A.4.3 创新点 |
| A.5 基于连续爆轰的涡扇发动机概念设计 |
| A.5.1 设计背景 |
| A.5.2 设计简述 |
| A.5.3 创新点 |
| A.6 总结 |
| 附录B 实验应急预案和注意事项 |
| 博士期间发表和完成的论文 |
| 致谢 |
（2）固体火箭发动机点火过程仿真分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 点火过程简介 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 固体火箭发动机及其推进剂发展及现状 |
| 1.3.2 点火过程流场仿真发展及现状 |
| 1.3.3 点火过程流固耦合仿真发展及现状 |
| 1.4 本文研究主要内容 |
| 第二章 点火过程仿真计算理论及方法 |
| 2.1 点火理论基础 |
| 2.1.1 点火本质 |
| 2.1.2 点火理论模型 |
| 2.1.3 点火影响因素 |
| 2.1.4 点火装置 |
| 2.2 流场仿真计算理论基础 |
| 2.2.1 流体力学基础 |
| 2.2.2 控制方程 |
| 2.2.3 湍流模型 |
| 2.3 结构场仿真计算理论基础 |
| 2.3.1 推进剂力学模型 |
| 2.3.2 药柱结构完整性破坏理论基础 |
| 2.4 点火仿真分析计算方法简介 |
| 2.4.1 有限体积法 |
| 2.4.2 有限单元法 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 管形装药固体火箭发动机点火过程二维轴对称仿真分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 几何模型和网格划分 |
| 3.3 初始和边界条件 |
| 3.3.1 边界条件假设 |
| 3.3.2 边界条件设置 |
| 3.4 仿真结果分析 |
| 3.4.1 燃烧室压强变化分析 |
| 3.4.2 燃烧室温度变化分析 |
| 3.4.3 燃烧室内速度场分析 |
| 3.4.4 喷管扩张段及其尾部流场分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 EPKM型固体火箭发动机点火过程三维流场仿真分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 几何模型和网格划分 |
| 4.3 初始和边界条件 |
| 4.4 仿真结果分析 |
| 4.4.1 燃烧室压强变化分析 |
| 4.4.2 燃烧室温度变化分析 |
| 4.4.3 燃烧室内速度场分析 |
| 4.4.4 喷管扩张段流场分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 EPKM型固体火箭发动机点火过程流固耦合仿真分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于Ansys-Workbench流固耦合计算方法简介 |
| 5.3 几何模型和网格划分 |
| 5.4 固体推进剂松弛模量实验测定 |
| 5.5 整个点火过程流固单向耦合仿真分析 |
| 5.5.1 边界条件设置 |
| 5.5.2 仿真结果分析 |
| 5.5.3 药柱结构完整性分析 |
| 5.6 药柱在冲击作用下流固双向耦合仿真分析 |
| 5.6.1 边界条件设置 |
| 5.6.2 仿真结果分析 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 本文结论 |
| 6.2 下一步工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（3）固体推进剂表面处理工艺模拟及安全评估（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究进展及发展方向 |
| 1.2.1 固体推进剂整形工艺及数值模拟研究现状 |
| 1.2.2 等离子体刻蚀工艺研究现状 |
| 1.3 研究内容与方法 |
| 1.3.1 研究内容 |
| 1.3.2 研究方法 |
| 2 固体推进剂表面处理的理论与数学模型 |
| 2.1 含能材料热点理论 |
| 2.2 数学模型及计算方法 |
| 2.2.1 粘弹性模型 |
| 2.2.2 材料损伤计算模型 |
| 2.2.3 热力耦合计算方法 |
| 2.2.4 热传导计算方法 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 固体推进剂反应动力学及性能测试实验 |
| 3.1 概述 |
| 3.2 固体推进剂反应动力学 |
| 3.3 固体推进剂比热容测试 |
| 3.4 固体推进剂燃烧热测试 |
| 3.5 固体推进剂5s延滞期爆发点测试 |
| 3.6 固体推进剂撞击感度测试 |
| 3.7 固体推进剂摩擦感度测试 |
| 3.8 本章小结 |
| 4 固体推进剂表面整形工艺数值模拟 |
| 4.1 概述 |
| 4.2 固体推进剂打磨工艺模拟及安全评估 |
| 4.2.1 有限元模型 |
| 4.2.2 材料模型及参数 |
| 4.2.3 计算结果及分析 |
| 4.3 .固体推进剂打磨细观模拟与点火机制 |
| 4.3.1 固体推进剂细观模拟有限元模型 |
| 4.3.2 材料参数 |
| 4.3.3 固体推进剂升温过程细观特征 |
| 4.4 固体推进剂车削工艺模拟及安全评估 |
| 4.4.1 有限元模型 |
| 4.4.2 材料模型及参数 |
| 4.4.3 计算结果及分析 |
| 4.5 固体推进剂刨削工艺模拟及安全评估 |
| 4.5.1 有限元模型 |
| 4.5.2 材料模型及参数 |
| 4.5.3 计算结果及分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 低温等离子体刻蚀固体推进剂温度监测试验及安全模拟 |
| 5.1 低温等离子体刻蚀固体推进剂温度监测试验 |
| 5.2 低温等离子体刻蚀固体推进剂安全模拟 |
| 5.2.1 有限元模型 |
| 5.2.2 材料模型及参数 |
| 5.2.3 计算结果及分析 |
| 5.3 固体推进剂温升过程细观点火模拟 |
| 5.3.1 细观有限元模型 |
| 5.3.2 材料模型及参数 |
| 5.3.3 计算结果及分析 |
| 5.4 固体推进剂堆积颗粒受热模拟及安全评估 |
| 5.4.1 颗粒堆积密度的测定 |
| 5.4.2 颗粒堆积有限元模型 |
| 5.4.3 材料模型及参数 |
| 5.4.4 计算结果及分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间发表的论文及所取得的研究成果 |
| 致谢 |
（4）基于超声传感器的固体火箭发动机不稳定燃烧的温度测试（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1.绪论 |
| 1.1 课题研究目的及意义 |
| 1.2 超声测温技术国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 超声导波测温的关键技术 |
| 1.3.1 声波信号的选择 |
| 1.3.2 超声回波中提取温度信息 |
| 1.3.3 噪声干扰 |
| 1.4 本文研究内容及章节安排 |
| 2.超声测温技术概述 |
| 2.1 超声测温原理 |
| 2.2 超声测温方法 |
| 2.3 超声测温系统设计 |
| 2.4 传感器材料选择 |
| 2.5 敏感元件设计 |
| 2.5.1 波导杆尺寸选择 |
| 2.5.2 反射凹槽尺寸设计 |
| 2.5.3 反射距离的确定 |
| 2.6 本章小结 |
| 3 超声测温系统搭建及传感器的标定 |
| 3.1 超声波传感器选取 |
| 3.2 超声探头的安装 |
| 3.3 传感器标定 |
| 3.4 传感器的灵敏度与重复性 |
| 3.4.1 传感器的灵敏度 |
| 3.4.2 传感器的重复性 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 发动机尾焰温度仿真分析及现场测试 |
| 4.1 固体火箭发动机羽焰温度仿真 |
| 4.2 试验搭载与现场测试 |
| 4.3 误差分析 |
| 4.3.1 传感器标定引起的误差 |
| 4.3.2 波导杆引起的误差 |
| 4.3.3 换能器引起的误差 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 固体火箭发动机的不稳定燃烧及燃烧室温度仿真 |
| 5.1 固体火箭发动机的不稳定燃烧 |
| 5.1.1 不稳定燃烧的分类 |
| 5.1.2 声不稳定燃烧 |
| 5.2 燃烧室声模态理论分析 |
| 5.3 固体火箭发动机燃烧室工作过程仿真分析 |
| 5.3.1 点火理论与点火准则 |
| 5.3.2 燃烧室几何模型 |
| 5.3.3 燃烧室工作过程模拟 |
| 5.4 结果分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 不足与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及取得的研究成果 |
| 致谢 |
（5）某型号发射箱箱体与燃气流固耦合分析研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及其意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 相关领域的国内外研究现状 |
| 1.2.1 燃气射流研究现状 |
| 1.2.2 发射箱研究现状 |
| 1.2.3 流固耦合技术研究现状 |
| 1.3 研究内容 |
| 第2章 计算分析理论基础 |
| 2.1 流体域控制方程 |
| 2.1.1 基本方程组 |
| 2.1.2 雷诺方程 |
| 2.1.3 湍流模型 |
| 2.2 固体域控制方程 |
| 2.2.1 固体控制方程 |
| 2.2.2 对流传热方程 |
| 2.3 流固耦合控制方程 |
| 2.4 动网格技术 |
| 2.4.1 动网格流场计算方程 |
| 2.4.2 动网格更新方法 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 数值计算模型 |
| 3.1 发射箱简介 |
| 3.1.1 发射箱结构组成 |
| 3.1.2 发射箱的功能 |
| 3.1.3 发射箱的材料 |
| 3.2 发射箱实体模型的建立 |
| 3.2.1 模型基本参数 |
| 3.2.2 建模思路 |
| 3.2.3 建模步骤 |
| 3.2.4 几何模型 |
| 3.3 发射箱有限元模型的建立 |
| 3.3.1 网格划分 |
| 3.4 仿真参数设置 |
| 3.4.1 基本假设 |
| 3.4.2 燃气参数 |
| 3.4.3 初始条件 |
| 3.4.4 边界条件 |
| 3.4.5 设动网格 |
| 3.4.6 求解参数 |
| 3.4.7 仿真过程 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 导弹发射过程发射箱内外流场特性研究 |
| 4.1 温度场分布 |
| 4.1.1 XOY对称面温度场 |
| 4.1.2 发射箱内壁温度场 |
| 4.1.3 发射箱外壁温度场 |
| 4.2 压力场分布 |
| 4.2.1 XOY对称面压力场 |
| 4.2.2 发射箱内壁压力场 |
| 4.2.3 发射箱外壁压力场 |
| 4.3 速度场分布 |
| 4.3.1 马赫数分布 |
| 4.3.2 速度矢量分析 |
| 4.4 激波开盖流场分析 |
| 4.5 管口冲击流场分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 发射箱箱体与燃气流固耦合数值模拟分析 |
| 5.1 单向流固耦合数值模拟分析 |
| 5.1.1 网格划分 |
| 5.1.2 流固耦合的计算方法及思路 |
| 5.1.3 材料参数 |
| 5.1.4 施加边界条件 |
| 5.1.5 机械应力分析 |
| 5.1.6 机械变形分析 |
| 5.2 单向热固耦合数值模拟分析 |
| 5.2.1 热固耦合的计算方法及思路 |
| 5.2.2 施加边界条件 |
| 5.2.3 发射箱温度场分析 |
| 5.2.4 热通量分析 |
| 5.2.5 热应力分析 |
| 5.2.6 热变形分析 |
| 5.3 单向热流固耦合数值模拟分析 |
| 5.3.1 热流固偶合的计算方法及思路 |
| 5.3.2 施加边界条件 |
| 5.3.3 耦合应力分析 |
| 5.3.4 耦合变形分析 |
| 5.4 单一因素和多因素对发射箱的影响 |
| 5.5 发射箱改进措施 |
| 5.5.1 发射箱材料的选择 |
| 5.5.2 发射箱结构的改进 |
| 5.6 措施验证 |
| 5.6.1 添加加强筋的验证 |
| 5.6.2 添加防烧蚀涂料验证 |
| 5.7 本章小结 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 在学期间发表的学术论文与研究成果 |
（6）长尾喷管后效瞬态传热特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景与意义 |
| 1.2 长尾喷管研究现状 |
| 1.2.1 长尾喷管传热过程研究现状 |
| 1.2.2 长尾喷管内两相流研究现状 |
| 1.2.3 长尾喷管绝热层烧蚀机理研究现状 |
| 1.3 论文主要研究内容 |
| 第2章 长尾喷管后效传热数值计算方法 |
| 2.1 长尾喷管后效传热过程简化假设 |
| 2.2 长尾喷管后效传热数值模型 |
| 2.2.1 长尾喷管内壁面的氧化铝沉积模型 |
| 2.2.2 长尾喷管内的绝热层烧蚀模型 |
| 2.3 长尾喷管区域相态转变的处理 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 无绝热层烧蚀的后效传热计算与分析 |
| 3.1 无绝热层烧蚀条件下后效传热过程简化假设 |
| 3.1.1 无绝热层烧蚀条件下的后效传热物理模型 |
| 3.1.2 无绝热层烧蚀条件下的后效传热边界条件 |
| 3.2 无绝热层烧蚀条件下的参数化分析 |
| 3.2.1 氧化铝未沉积模拟结果与分析 |
| 3.2.2 沉积层参数对后效传热的影响 |
| 3.2.3 绝热层参数对后效传热的影响 |
| 3.3 后效传热数值计算模型校验 |
| 3.3.1 低压下的后效传热数值计算模型校验 |
| 3.3.2 高压下的后效传热数值计算模型校验 |
| 3.4 无绝热层烧蚀下的后效温度场计算结果与分析 |
| 3.4.1 低压下的喷管后效温度场结果与分析 |
| 3.4.2 高压下的喷管后效温度场结果与分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 存在绝热层烧蚀的长尾喷管后效传热计算与分析 |
| 4.1 绝热层烧蚀下后效传热过程简化假设 |
| 4.1.1 长尾喷管后效传热物理模型 |
| 4.1.2 长尾喷管后效传热边界条件 |
| 4.2 绝热层烧蚀下的一维参数化分析 |
| 4.2.1 沉积层参数对长尾喷管后效传热的影响 |
| 4.2.2 绝热层参数对长尾喷管后效传热的影响 |
| 4.2.3 内流场参数对长尾喷管后效传热的影响 |
| 4.2.4 长尾喷管后效传热计算模型的参数修正 |
| 4.3 绝热层烧蚀下的后效传热计算结果与分析 |
| 4.3.1 传统数值计算结果与分析 |
| 4.3.2 长尾喷管后效传热计算结果与分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文和取得的科研成果 |
| 致谢 |
（7）固体火箭发动机点火建压过程流固耦合数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 固体火箭发动机点火建压过程研究现状 |
| 1.2.1 点火瞬态过程研究现状 |
| 1.2.2 流固耦合研究现状 |
| 1.3 研究内容 |
| 第2章 点火药颗粒分布燃烧点火过程模拟方法及验证 |
| 2.1 固体火箭发动机点火过程相关理论 |
| 2.1.1 点火过程描述 |
| 2.1.2 固体推进剂点火理论与点火准则 |
| 2.1.3 推进剂表面的火焰传播模型 |
| 2.1.4 点火药的选择和点火药量的计算 |
| 2.2 点火建压过程模拟方法 |
| 2.2.1 气固两相流动模型 |
| 2.2.2 欧拉模型及其控制方程 |
| 2.2.3 颗粒燃烧模型 |
| 2.2.4 推进剂燃烧过程的简化 |
| 2.2.5 装药表面火焰传播速率修正 |
| 2.3 黑火药颗粒燃烧过程的简化 |
| 2.3.1 黑火药燃烧化学反应方程 |
| 2.3.2 黑火药燃烧化学反应速率 |
| 2.4 模拟结果与试验结果的对比 |
| 2.4.1 试验模型及参数 |
| 2.4.2 模拟与试验结果的对比 |
| 2.4.3 初始发火条件对升压速率的影响 |
| 2.5 发动机工作全过程内弹道预示 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 发动机点火过程影响因素参数化分析 |
| 3.1 物理模型和计算条件设置 |
| 3.1.1 物理模型 |
| 3.1.2 计算条件设置 |
| 3.1.3 网格无关性验证 |
| 3.2 固体火箭发动机点火过程分析 |
| 3.2.1 发动机点火瞬态过程流场分布 |
| 3.2.2 发动机点火过程形成的点火冲击 |
| 3.3 点火过程影响因素参数化分析 |
| 3.3.1 点火药量对点火过程的影响 |
| 3.3.2 点火药粒径对点火过程的影响 |
| 3.3.3 发火药质量对点火过程的影响 |
| 3.3.4 点火药盒爆破压强对点火过程的影响 |
| 3.3.5 喷管堵盖打开压强对点火过程的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 固体火箭发动机点火过程流固耦合分析 |
| 4.1 粘弹性力学理论基础 |
| 4.1.1 弹性力学基本方程 |
| 4.1.2 固体推进剂的粘弹性现象及力学模型 |
| 4.2 管形装药发动机流固耦合分析 |
| 4.2.1 物理模型 |
| 4.2.2 模拟结果分析 |
| 4.3 推进剂材料参数的影响 |
| 4.4 星型装药流固耦合分析 |
| 4.4.1 物理模型 |
| 4.4.2 模拟结果分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 结论与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间发表的论文及取得的科研成果 |
| 致谢 |
（8）微纳卫星固体火箭发动机点火过程及内流场仿真研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 微纳卫星固体火箭发动机应用现状 |
| 1.2.2 固体火箭发动机点火研究 |
| 1.2.3 固体火箭发动机内流场仿真研究 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 2 内流场仿真理论模型与试验设计 |
| 2.1 点火物理模型 |
| 2.1.1 点火理论 |
| 2.1.2 固体推进剂点火准则 |
| 2.2 数学模型 |
| 2.2.1 流场控制方程 |
| 2.2.2 k-ωSST两方程湍流模型 |
| 2.2.3 点火室质量流率模型 |
| 2.2.4 固体推进剂燃烧加质模型 |
| 2.3 真空点火特性试验 |
| 2.3.1 试验发动机及工况设计 |
| 2.3.2 真空点火试验系统 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 真空下前端点火数值分析与试验研究 |
| 3.1 数值仿真物理模型 |
| 3.1.1 计算模型及网格划分 |
| 3.1.2 边界条件及初始条件 |
| 3.2 数值仿真结果与分析 |
| 3.2.1 点火室质量流率对前端点火内流场的影响 |
| 3.2.2 装药位置对前端点火内流场的影响 |
| 3.2.3 点火室出口大小对前端点火内流场的影响 |
| 3.2.4 推进剂燃气加质过程分析 |
| 3.3 前端点火试验结果与分析 |
| 3.3.1 压力特性试验 |
| 3.3.2 真空羽流现象 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 真空下尾部点火数值分析与试验研究 |
| 4.1 数值仿真物理模型 |
| 4.1.1 计算模型及网格划分 |
| 4.1.2 边界条件及初始条件 |
| 4.2 数值仿真结果与分析 |
| 4.2.1 尾部点火冲击过程分析 |
| 4.2.2 喷管扩张比对尾部点火内流场的影响 |
| 4.3 尾部点火试验结果与分析 |
| 4.3.1 压力特性试验 |
| 4.3.2 真空羽流现象 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 总结与展望 |
| 5.1 主要结论 |
| 5.2 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（9）铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能影响研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 冲压发动机技术研究发展概况综述 |
| 1.2.1 当前国外研究现状 |
| 1.2.2 当前国内研究现状 |
| 1.3 含金属添加剂的复合推进剂研究发展概况综述 |
| 1.3.1 复合推进剂分解燃烧特性研究现状 |
| 1.3.2 镁颗粒着火燃烧特性研究现状 |
| 1.3.3 铝颗粒着火燃烧特性研究现状 |
| 1.4 多相流数值模拟仿真研究方法综述 |
| 1.4.1 单流体模型 |
| 1.4.2 多流体模型 |
| 1.4.3 颗粒轨道模型 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 2 跨尺度多相反应耦合数值求解器CMRPS开发 |
| 2.1 研究意义 |
| 2.2 气相湍流流动和非平衡化学反应模块 |
| 2.2.1 三维Navier-Stokes方程 |
| 2.2.2 二维轴对称控制方程 |
| 2.2.3 离散格式和数值算法 |
| 2.2.4 湍流模型 |
| 2.2.5 有限速率基元化学反应动力学 |
| 2.2.6 时间推进方法 |
| 2.2.7 边界条件 |
| 2.3 固相传热传质模块 |
| 2.3.1 固相控制方程 |
| 2.3.2 离散格式和耦合算法 |
| 2.3.3 边界条件 |
| 2.4 离散相运动扩散和燃烧反应模块 |
| 2.4.1 双流体模型 |
| 2.4.2 颗粒轨道模型 |
| 2.4.3 离散相模块架构和加速算法 |
| 2.5 CMRPS基础模块和完整工作流程 |
| 2.6 算例验证 |
| 2.6.1 NACA0012 翼型绕流 |
| 2.6.2 后台阶流动耦合传热 |
| 2.6.3 某固体火箭发动机内流场 |
| 2.6.4 球头激波诱导燃烧 |
| 2.6.5 JPL喷管颗粒射流 |
| 2.7 本章小结 |
| 3 强迫对流复杂环境影响的镁颗粒微观燃烧特性研究 |
| 3.1 研究意义 |
| 3.2 强迫对流数值仿真研究的基本假设 |
| 3.3 化学反应动力学和热力学模型 |
| 3.4 物理模型和计算网格 |
| 3.5 典型静态火焰形貌和燃烧波结构分析 |
| 3.6 复杂环境条件对镁颗粒燃烧特性影响 |
| 3.6.1 颗粒直径 |
| 3.6.2 环境压强 |
| 3.6.3 环境温度 |
| 3.6.4 环境氧浓度 |
| 3.7 强迫对流对镁颗粒燃烧特性影响修正 |
| 3.8 本章小结 |
| 4 铝镁贫氧推进剂近燃面区初始分解燃烧特性研究 |
| 4.1 研究意义 |
| 4.2 实验方法 |
| 4.2.1 研究对象 |
| 4.2.2 实验平台 |
| 4.3 数值模拟方法 |
| 4.3.1 物理模型和计算网格 |
| 4.3.2 分解组分和化学反应动力学模型 |
| 4.4 铝镁贫氧推进剂分解燃烧特性分析 |
| 4.4.1 近燃面区火焰形貌 |
| 4.4.2 沿中心轴线的燃烧波温度分布 |
| 4.4.3 组分分解和反应路径 |
| 4.5 环境压强影响 |
| 4.6 环境氧浓度影响 |
| 4.7 本章小结 |
| 5 微米级铝颗粒群射流燃烧的宏观耦合两相流仿真研究 |
| 5.1 研究意义 |
| 5.2 数值模拟方法 |
| 5.2.1 物理模型和计算网格 |
| 5.2.2 边界条件和算例工况 |
| 5.3 铝颗粒群射流的两相耦合反应流场特性分析 |
| 5.3.1 典型颗粒弥散燃烧过程及热反馈效应 |
| 5.3.2 铝颗粒群入射范围的影响 |
| 5.3.3 铝颗粒群初始温度的影响 |
| 5.3.4 铝颗粒群初始直径的影响 |
| 5.3.5 铝颗粒群射流质量流率的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 固体火箭冲压发动机地面热车试验和三维仿真研究 |
| 6.1 研究意义 |
| 6.2 地面直连式冲压发动机试验系统 |
| 6.2.1 海平面巡航状态模拟的来流供气系统 |
| 6.2.2 冲压发动机测试系统 |
| 6.2.3 试验步骤及工况介绍 |
| 6.3 数值模拟的物理模型和计算网格 |
| 6.4 发动机工作性能和多相反应耦合流场细节特征 |
| 6.4.1 DRE工作性能的地面试验和仿真模拟对比 |
| 6.4.2 速度场和推力特性 |
| 6.4.3 颗粒弥散分布和燃烧效率统计分析 |
| 6.4.4 热防护衬层烧蚀问题及现象分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 本文主要结论 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 未来展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间科研成果 |
（10）NEPE高能固体推进剂细观燃烧模型研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究工作的背景和意义 |
| 1.2 国内外相关研究综述 |
| 1.2.1 复合固体推进剂燃烧诊断试验研究 |
| 1.2.2 复合固体推进剂燃面铝团聚试验研究 |
| 1.2.3 复合固体推进剂细观燃烧模型研究 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 NEPE复合固体推进剂燃烧过程试验研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 NEPE推进剂试验样品 |
| 2.3 试验系统 |
| 2.3.1 开窗高压燃烧器 |
| 2.3.2 气源及管路阀门系统 |
| 2.3.3 数据采集和测控系统 |
| 2.3.4 高速摄像系统 |
| 2.3.5 超声波动态燃速测量系统 |
| 2.4 不含铝NEPE推进剂点火燃烧试验研究 |
| 2.4.1 燃面及气相燃烧火焰形貌观测 |
| 2.4.2 超声波法燃速测量 |
| 2.4.3 高速摄像法燃速测量 |
| 2.4.4 燃速测量结果 |
| 2.5 含铝NEPE推进剂燃面铝团聚行为试验研究 |
| 2.5.1 燃面铝团聚研究试验系统 |
| 2.5.2 推进剂及样品准备 |
| 2.5.3 高速显微拍摄系统及参数设置 |
| 2.5.4 配方三燃面铝团聚行为试验研究 |
| 2.5.5 常压局部放大视场下燃面铝团聚行为试验研究 |
| 2.5.6 高压局部放大视场下燃面铝团聚行为试验研究 |
| 2.5.7 正对燃面观测燃面铝团聚试验 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 复合固体推进剂颗粒填充几何模型研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 复合材料细观结构分子动力学颗粒填充算法 |
| 3.2.1 算法基本原理 |
| 3.2.2 球/圆形颗粒算法 |
| 3.2.3 算法验证 |
| 3.3 NEPE推进剂颗粒填充几何模型构建 |
| 3.3.1 NEPE高能固体推进剂概述 |
| 3.3.2 NEPE颗粒填充几何模型参数计算 |
| 3.3.3 NEPE颗粒填充几何模型计算结果 |
| 3.3.4 计算结果分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 NEPE高能复合固体推进剂细观燃烧模型建立 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基本假设 |
| 4.3 NG/BTTN/PEG体系高能推进剂燃烧机理 |
| 4.3.1 固相热解反应 |
| 4.3.2 气相化学反应 |
| 4.3.3 反应产物之间可能发生的化学反应 |
| 4.4 固相域模型 |
| 4.5 气相域模型 |
| 4.6 燃面退移模型 |
| 4.7 定解条件 |
| 4.7.1 燃面耦合边界条件 |
| 4.7.2 其他边界条件 |
| 4.7.3 初始条件 |
| 4.8 小结 |
| 第五章 细观燃烧模型在OpenFOAM中的实现 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 OpenFOAM简介 |
| 5.3 不含Al颗粒NEPE推进剂细观燃烧模型求解方案 |
| 5.4 多域耦合求解算法 |
| 5.4.1 Dirichlet-Neumann分区法在OpenFOAM中的实现 |
| 5.5 网格拓扑结构变换算法 |
| 5.5.1 固相网格单元移除 |
| 5.5.2 气相网格单元添加 |
| 5.5.3 网格拓扑变换算法验证算例 |
| 5.6 燃面追踪算法 |
| 5.6.1 基于S-CLSVOF的燃面追踪算法 |
| 5.6.2 S-CLSVOF算法算例验证 |
| 5.7 细观燃烧模型求解程序中其他功能实现 |
| 5.8 NEPE高能固体推进剂细观燃烧模型仿真计算 |
| 5.8.1 算例目录结构 |
| 5.8.2 几何模型及网格划分 |
| 5.8.3 固相域物性参数设置 |
| 5.8.4 气相域相关求解设置 |
| 5.8.5 求解设置 |
| 5.8.6 仿真计算结果 |
| 5.9 小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 本文主要工作与结论 |
| 6.2 本文创新点 |
| 6.3 下一步工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
四、微型固体火箭内部点火阶段温度场的数值模拟（论文参考文献）
- [1]连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究[D]. 马壮（John Z. Ma）. 北京大学, 2021(09)
- [2]固体火箭发动机点火过程仿真分析[D]. 刘迎宾. 内蒙古工业大学, 2021(01)
- [3]固体推进剂表面处理工艺模拟及安全评估[D]. 赵伟. 中北大学, 2021(09)
- [4]基于超声传感器的固体火箭发动机不稳定燃烧的温度测试[D]. 安健. 中北大学, 2021(09)
- [5]某型号发射箱箱体与燃气流固耦合分析研究[D]. 邓春丽. 贵州大学, 2020(04)
- [6]长尾喷管后效瞬态传热特性研究[D]. 陈长国. 哈尔滨工程大学, 2020(05)
- [7]固体火箭发动机点火建压过程流固耦合数值模拟[D]. 黄永恒. 哈尔滨工程大学, 2020(05)
- [8]微纳卫星固体火箭发动机点火过程及内流场仿真研究[D]. 文俊杰. 南京理工大学, 2020(01)
- [9]铝镁贫氧推进剂燃烧特性对冲压发动机工作性能影响研究[D]. 朱敏. 南京理工大学, 2020(01)
- [10]NEPE高能固体推进剂细观燃烧模型研究[D]. 那旭东. 国防科技大学, 2019(01)