（航空宇航推进理论与工程专业论文）固液火箭发动机燃烧室工作过程数值模拟.pdf

国防科学技术大学研究生院学位论文 图目录 图1 18 0 6 研究所中2 6 0 发动机首次试车4 图1 2 西北工业大学8 5 h 2 0 2 一p e 固液火箭发动机及试验台4 图2 1 混合燃烧示意图9 图2 2 混合燃烧温度与速度分布1 0 图2 3 浓度分布图1 0 图2 4 混台燃烧火焰照片1 0 图2 5 发动机示意图l l 图2 6m 7 0 6 发动机整体温度分布2 0 图2 70 7 0 6 发动机对称面和中心截面温度分布2 l 图2 8 m 7 0 6 发动机对称面和中心截面n 0 2 质量分数分布2 3 图2 9 中7 0 6 发动机对称面和中心截面0 2 质量分数分布2 4 图2 ，l om 7 0 6 发动机对称面和中心截面c h 6 质量分数分布2 5 图2 1lm 7 0 6 发动机扰流腔中心截面温度分布2 6 图2 1 2m 7 0 6 发动机扰流腔中心截面n 0 2 质量分数分布2 7 图2 1 3m 7 0 6 发动机扰流腔中心截面c 4 h 6 质量分数分布2 7 图2 1 40 7 0 6 发动机扰流腔中心截面速度矢量2 8 图2 1 5 中7 0 6 发动机距第一段装药前端面5 m m 横截面温度分布2 9 图2 1 6 0 7 0 6 发动机距第一段装药前端面5 m m 横截面n 0 2 质量分数分布2 9 图2 1 7 母7 0 6 发动机距第一段装药前端面5 m m 横截面c 4 6 质量分数分布3 0 图2 1 8m 7 0 6 发动机前封头中心截面速度矢量3 0 图2 1 9m 7 0 6 发动机第一扰流腔中间横截面温度分布3 1 图2 2 0 巾7 0 6 发动机第一扰流腔中间横截面n 0 2 质量分数分布一3 2 图2 2 1m 7 0 6 发动机第一扰流腔中间横截面c 4 h 6 质量分数分布3 2 圈2 2 2 中7 0 6 发动机第二扰流腔中间横截面温度分布3 3 图2 2 3 由7 0 6 发动机第二扰流腔中间横截面n 0 2 质量分数分布3 3 幽22 4m 7 0 6 发动机第二扰流腔中间横截面c 4 h 6 质量分数分布3 4 劁2 2 5m 7 0 6 发动机第二段装药温度分布3 5 图2 2 6m 7 0 6 发动机第二段装药n 0 2 质量分数分布3 5 【芏l2 2 7 中7 0 6 发动机第二段装药c 4 h 6 质量分数分布，3 6 削2 2 8 第一段装药中心截面速度分布，3 6 第i i i 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 第一章绪论 1 1 课题的研究背景 固体战术导弹为了控制射程，在达到预定的飞行高度、飞行速度时要终止推力，打开 反向喷管，反向发动机工作，进行反向喷流，产生负推力，实现头体两级分离，这是常用 的有效控制方案。导弹头体分离控制为导弹后来的机动变轨、导弹突防提供有力保障，在 导弹作战及攻防战中起到重要的作用【“。高能量的推进剂在燃烧室里燃烧，产生高温高压 燃气经由喷管加速，以高速射向周围的环境介质。当喷管出口压强与环境压强的比值较小 时，如低空喷流，燃气流的膨胀趋势将受到环境介质的严重干涉，燃气流与环境介质之问 的作用很强，反喷管的膨胀气流受到环境介质的阻碍，气流的空间膨胀发展受到限制。当 高速来流与反向喷流相互作用时，进一步阻碍了喷流流场的发展，使得喷流流态发生变化， 来流气体把反向喷流燃气向喷流后方吹去，并将呈现出膨胀波与压缩波的相互作用现象。 当喷管出口压强与环境压强的比值很大时，如高空喷流，在高空低压低密度情况下，环境 介质的阻碍作用显得很小，无法阻止高压高速燃气流的膨胀趋势，反向喷流的膨胀趋势盖 过来流气体对它的压缩作用，反向燃气流迅速的向空间膨胀，膨胀流场空间发展尺度相当 大，反喷流的影响域将覆盖很大的范围，甚至影响到整体飞行器。在高空导弹头体分离过 程中，反向燃气流经喷管出口膨胀加速后撞击分离体，与分离体相互作用，形成复杂的喷 流流场。反向燃气流对再入体及体后变轨舱表面产生附加的作用力和作用热，这些附加效 应，必将对弹体材料强度及弹内仪器正常工作产生一定的影响，同时影响导弹的正常飞行 姿态。推进器所使用的推进荆类型及工作方式的不同使得喷管内流场流动出现多样性，如 气固两相流场、双组元流场等，同时将直接影响到喷流的化学组分及流场特性。随着级间 分离距离的不断加大，发动机燃烧室的工作环境也在不断的变化，因而喷管的出口参数也 处于变化之中，这就决定了导弹的头体分离过程是一个典型的非定常过程。因此，对高空 导弹头体分离过程反向喷流流场进行数值模拟研究，分析反向喷流对再入体及变轨舱气动 力特性的影响，将为弹道精度、后效误差分析及头体分离方案设计提供依据，具有重要的 理论意义和工程应用参考价值。 固液火箭发动机通常是指使用液体氧化剂和固体燃料为推进剂的组合型火箭发动机。 与固体火箭推进剂发动机和液体火箭推进剂发动机相比，固液火箭发动机像这两种发动机 相“混合”的产物。随着火箭推进技术的不断发展，以化学能源为推进动力的火箭发动机 由液体火箭发动机、固体火箭发动机、固液火箭发动机和火箭冲压发动机等类型。固液火 箭发动机在液体火箭发动机发展的早期就诞生了，己不是新的概念。 第t 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 目前，导弹技术和航天技术的发展开始对火箭动力系统提出了更高的要求。低成本、 高安全性、高可靠性，发动机低信号特征、对环境无污染等目标成为火箭发动机研究的新 课题。能满足要求的新型高性能推进工具的产生是一种历史的必然。正是在这一条件下， 上世纪八、九十年代国外同液火箭发动机取得重大突破，弥补了固体和液体发动机的不足， 可以为导弹总体设计提供更多的思路，已经成为现阶段先进动力装置研究的热点。 固液火箭发动机有很多优点。从结构上来说，固液火箭发动机比液体火箭发动机简单， 与液体火箭发动机相比，缺少了液体燃料贮箱和燃料输送系统，固体燃料存放在燃烧室内 而不是像液体火箭发动机那样有单独的燃烧室。固体燃料密度高于液体燃料，同样性能的 固液火箭发动机的体积将小于液体火箭发动机的体积。同时，液体氧化剂预包装技术的成 熟，简化了操作，增加了灵活性。采用液氧为氧化剂，橡胶、塑料等为燃料的固液火箭发 动机，其比冲高于固体火箭发动机与液氧一煤油类液体火箭发动机的比冲接近，其密度比 冲比液体火箭发动机高。新型三组元固液火箭发动机的真空比冲高于5 5 0 s ，是目前已知的 能量最高的化学能火箭发动机。由于燃料和氧化剂分离固液火箭发动机具有和液体火箭发 动机一样的关机、重复启动和推力调节的能力，并且可以利用液体氧化剂冷却喷管和燃烧 室，实现发动机的大推力和长时间工作。 固液发动机最主要的特点是氧化剂和燃烧剂分开装载，燃烧室中只是纯固体燃料，液 体氧化剂贮存在贮箱中。只有在启动时，即增压输送系统将氧化剂喷入燃烧室固体燃料通 道后，才能接触而燃烧，且混合燃烧基本只沿氧化剂喷入通道进行。因此，其工作方式不 同于固体火箭发动机，它对脱粘等缺陷不敏感，不会由于脱粘而导致发动机室压著增甚至 破坏，而对固体火箭发动机，同样的缺陷将造成灾难性事故。从系统的角度来看，当火箭 爆炸或涡轮断裂等事故时，固体或液体助推器会随之发生严重爆炸。但固液混合助推器则 一般不会出现这种结果，因为存固体燃料只有与喷入的液体氧化剂接触后才能燃烧。所以， 在运输和贮存期间，只要氧化剂与固体燃料的混合处于有效控制之下，即使由外部损伤， 固液火箭发动机也不会发生燃烧。 固体火箭发动机排出的燃烧物含氯化氢和氧化铝，会严重污染环境；可贮存液体火箭 发动机的燃烧排出物也存在同样的问题。而固液火箭发动机可选用液氧固态烃作为推进 剂，其燃烧产物极为洁净，不会引起环境污染。在当今提倡环境保护的时代，发展固液火 箭推进技术无疑是顺应时代潮流的。 固液发动机与液体火箭发动机相比，结构简化必然降低了它的制造成本；与固体火箭 发动机相比，固体燃料比固体火箭推进剂成本低得多，并且易于加工制造。固液火箭发动 机的固体燃料接触到氧化剂( 如硝酸) 可以自燃着火( 无需点火装置) ，这样可以控制氧 化剂流量以及开关，实现多次启动和关机，即可进行推力和燃烧时间的调解，实现火箭的 变轨；同时，固液火箭发动机对无线电信号干扰小，弹的隐身性好。这对于军事上躲避侦 察和拦截具有重要意义。 第2 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 虽然存在上述种种优点，固液火箭发动机也有许多不足之处。从发动机结构上说，它 的制造难度无疑超过了固体火箭发动机。由于存在液体氧化剂，固液火箭发动机使用性比 固体火箭发动机差。其贮存性、维护性和发射操作性都不如固体火箭发动机。 由于固液火箭发动机氧化剂和燃料扩散燃烧，所有的固液火箭发动机都存在燃料退移 速率过低的问题。一般燃料退移速率小于5 锄s ，纯碳氢燃料的退移速率甚至小于l 姗s ， 给发动机装药设计带来了困难。可以通过在硝酸中加入有可溶的催化剂( 如f e c l ，、n h 。n 0 。、 c u 。o ) 可较大幅度地提高燃速和降低着火延滞期；另外，提高氧化剂流通量、增加扰流板 等措施，都可以明显提高燃料的退移速率。 固液火箭发动机的燃烧效率低，一般为8 0 一9 0 “1 。在液体和固体火箭发动机中，氧 化剂和燃料都是在充分混合的情况下燃烧的，燃烧很充分。而固液火箭发动机氧化剂和燃 料的燃烧属于扩散燃烧，氧化剂气体和燃料热解气体靠扩散混合，混合程度较差。一般在 固液火箭发动机中都设有补燃室，目的是使未完全燃烧的氧化剂气体和燃料热解气体进一 步燃烧，提高燃烧效率。在发动机的头部增设预燃室、尾部配置补燃室可使燃烧效率有一 定提高；发动机中部配置扰流板，不仅可以提高燃烧效率同时也可以的提高燃料退移燃速。 另外氧化剂和燃料的配比对固液火箭发动机的比冲影响大“1 。在最佳配比时，发动机 有最大的比冲。在发动机节流调整推力时，燃料的流量无法调节，氧化剂和燃料的配比发 生变化致使发动机的比冲降低甚至工作不稳定。而在液体火箭发动机节流时，可以同时调 整氧化剂和燃料的流量，比冲可以保持不变。 由于固液火箭发动机有以上的优点和不足之处，因此，对固液火箭发动机燃烧流动机 理进行研究具有熏要意义。 1 2 固液火箭发动机研究概况 固液火箭发动机的研究最早始于二十世纪三十年代。1 9 3 3 年苏联s p k o v o l e v 发展了世界上第一台混合火箭发动机，采用液氧一松香固化的汽油为组合推进剂。四十年 代中期，c a l i f b r n j ar o c k e ts o c i e t y 第一次试验了液氧一木材固液火箭发动机，推力达到了 5 0 0 一1 0 0 0 n ，比冲1 2 0 s 。六十年代到七十年代是固液火箭发动机研究的高峰时期，美国 l o c l d l e e d ，u t c s d 等公司都参加了固液发动机的研制，取得了很大的进展。期间成功飞 行的有：u t - c s d 公司的s a n d p i p e r h a s t 和法国o n e r a 的l e x 系列【3 】。 此后一段时间，由于固体和液体发动机的飞速发展，固液发动机遇到许多技术难题没 有解决，研制一度陷入低谷。直到上世纪八十年代未、九十年代初，出于低成本、安全可 靠和环境保护的考虑，固液火箭发动机的研究又 靠和环境保护的考虑，固液火箭发动机的研究又逐渐兴起。1 9 8 5 1 9 9 2 年，美国a m r o c 公司研制了h 系列固液火箭发动机：h 5 0 、h 一2 5 0 、h 一5 0o 、h 1 5 0 0 和h 1 8 0 0 【4 j ，燃料采 国防科学技术大学研究生院学位论文 由于液氧不能常温贮存，所以近年来，过氧化氢液体氧化剂的使用逐渐增多，它可以 常温贮存，对环境没有污染，容易实现多次启动。由于过氧化氢含氧少且与燃料的配比很 高，因此，一般用于小型固液火箭发动机中。p u r d 大学和通用动力公司( g e ) 都开展过 过氧化氢小型固液火箭发动机的研究，主要考虑这种类型的发动机制造成本低，操作性好， 很有实际应用价值。美国已经着手研制推力达1 1 3 4 吨的固液助推火箭，并成功进行了2 0 s 的点火试验：法国航天局o n e ra 研制了挤压式8 5 过氧化氢一低密度聚乙烯固液火箭发 动机【”，正在开发由阿里安5 火箭运载的小卫星发射平台，每个小卫星都采用 m m ( 过氧 化氢为氧化剂，h t p b 为燃料) 进行轨道转移和姿态控制。 二十世纪七十年代，我国也进行过固液火箭发动机的研究。研制了a k 2 7 和“4 5 7 ” 固体燃料配方的推进剂组合的发动机，攻克了固液发动机点火启动、低频振荡和燃烧效率 低等技术关键，先后进行了数十次直径为1 0 0 m m 、1 2 0 咖、3 0 0 l i l l n 及5 0 0 m m 的固液发动 机地面试车。但是由于存在技术上和资金上的困难，研究未能继续进行下去。目前，上海 8 1 0 所、航天四院和航天六院都相继开展了发烟硝酸类固液火箭发动机研究，成功地进行 了m1 1 8 、中2 6 0 ( 图1 1 ) 和0 7 0 6 的多次试验。西北工业大学燃烧、热结构与内流场国防科 技重点实验室建成了挤压式8 5 h 2 0 2 一p e 固液火箭发动机试验系统( 图1 2 ) ，并成功地 进行了发动机点火试验和再启动。 图1 18 0 6 研究所中2 6 0 发动机首次试车 1 2 1 固液火箭发动机燃烧室内流场研究 图1 2 西北工业大学8 5 h 2 0 2 一p e 固液 火箭发动机及试验台 固液火箭发动机中的燃烧与流动过程十分复杂，建立合理的燃烧模型，对燃烧反应流 进行数值模拟可以节约大量人力物力。经过一些缩比发动机试验和实际发动机试验对比发 现，缩比发动机试验的测量结果和实际发动机测量结果有一定差距。主要因为不同结构的 发动机，燃烧室内燃气流动状况有明显不同，即使同燃烧室内，不同位置的燃气流动状 第4 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 燃料退移速度偏低，固液火箭发动机的应用无法推广和普及。固液火箭发动机中的燃烧与 流动过程、氧化剂和燃料之间的燃烧都非常复杂，是一种典型的扩散燃烧过程【l “。固液火 箭发动机氧化剂一般不能透过燃烧区达到燃料表面直接与燃料发生异相化学反应，而是在 燃料热解表面形成了一个热解气体区。因此，燃料退移速率的增大受到限制，制约了发动 机的推力，固液火箭发动机的应用很难推广和普及。在实际试验中，也发现少量氧化剂有 可能达到燃料表面，并与燃料发生异相反应【1 2 1 。大多数研究者认为，固体燃料的热解受化 学动力学控制，燃料表面的热解温度决定了燃料的退移速率。因此，提高燃料的退移速率 可以从提高燃料表面温度入手。事实上，提高表面温度很困难。一般在燃料中添加金属粉 可以增强燃气的辐射作用，可以提高表面温度。此外，从燃料的成分入手，选择气化温度 低的含能燃料，并加入了少量k c l 0 4 等氧化剂也可以提高燃料退移速率。目前，己经对 g a p 、d c p d 等燃料进行了配方试验，取得了一定的成果。 在理论上最早研究固液火箭发动机燃料退移速率的是b a n e l 和r a 衄i e ，他们提出燃料 退移速率受对流热流控制，并用管流摩擦系数和雷诺类比得到了燃料流量和氧化剂流量的 关系。上世纪五十年代，e m m o n s 用层流附面层的研究结果得到了燃料流量和氧化剂流量 的关系，并考虑了燃料气化吹风效应。六十年代，m a m a n ，w j o l d r i d g e 和m u z z y 等提出 了固液火箭发动机紊流边界层燃烧模型【l 引。通过研究雷诺类比、壁面摩擦系数和对流换熟 斯坦顿数的关系，考虑燃料气化的吹风效应，忽略燃气辐射热流，得到了燃料退移速率与 燃气流量密度的指数关系：，o cg “。 m a m a n 等人的模型说明在燃料的热环境中，对流换热占主导地位，燃速主要受流经 表面燃气流量密度的影响而与压力关系不大。1 9 6 7 年，s m o o t 和p r i c e 研究了含金属燃料 固液火箭发动机的燃料退移速率，发现在低压下( 低流量) 金属燃烧的辐射热流对燃料的 热解气化速率有显著的影响【1 4 1 。他们得到的退移速率公式中出现了压强项，使燃料的退移 速率和压力相关。 上世纪九十年代，s t r 觚d 和c o h e n 等研究了固液火箭发动机燃烧室辐射热流与粒子浓 度及压强的关系【1 5 j 。c h i a v 嘶n i 和k l 】o 等研究了固液火箭发动机燃料表面热流和内部温度 场【1 6 】 1 8 】。后来的研究者也提出过燃料退移速率的经验公式1 9 1 ，这些公式基本上都与 m a r x m a l l 等人的理论有关。对于相同质量百分比的添加，a l e x 粉末( 超细铝粉， o 0 5 一o 1 埘) 比常规铝粉( 5 1 5 聊) 更能增加燃面退移速率伫0 1 。由于固液火箭发动机的 燃料退移速度受很多因素影响，理论预测往往与试验结果有一定差距。 试验研究固体燃料的热解速率，有热重分析方法、热板试验方法和利用激光或火箭发 动机尾气加热燃料等方法f 2 l 】一1 2 3 l 。传统的热重分析方法可以得到燃料热解吸热量、活化能和 热解气体成分等大量数据。由于升温速率较低，燃料的热解与发动机中实际情况有较大的 差别。热板试验是利用加热到己知温度的金属板压在燃料试样表面使燃料热解，测量燃料 的热解退移速率和燃料表面温度。采用c 0 2 激光和火箭尾气研究燃料热解，燃料的升温速 第6 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 率可高达5 0 0 s 到1 0 0 0 s 。在升温速率上完全可以模拟燃料在发动机中的热解，但测 量燃料表面很困难。 日本的y u a s as a b u m 等进行了氧气切向喷射固液火箭发动机研究，并用光纤测量了内 部燃气的光谱，分析了燃气成分，总结了氧气喷射角与燃料退移速率的关系。英国的g h 缸g 等用n 2 0 气体，不需要挤压系统。n 2 0 无毒，通过催化和适当加热可以与p m m a 发生燃 烧。这种固液火箭发动机能够提供的推力很小，可用于卫星的姿态调整。 1 3 本文的研究内容 如上所述，固液火箭发动机是技术难度很高而潜力巨大的一种火箭推进装置。其中一 个关键问题是发动机的燃烧问题，它决定了发动机的基本性能。本文将结合上海航天局8 1 0 研究所中7 0 6 硝酸+ n 2 0 4 与h 1 p b 固液火箭发动机试验，从氧化剂与燃料的性能，燃烧室 的燃烧与流动等方面研究固液火箭发动机的工作过程。 第一章介绍固液火箭发动机的特点、结构和发展历程，理论与试验研究的概况和取得 的成果。 第二章对固液火箭发动机的燃烧与流动进行计算分析，研究发动机燃烧反应内流场， 分析扰流板、孔板、燃烧室结构、氧化剂与燃料配比等因素对燃烧与流动的影响；此外还 对简化的发动机构形进行了带氧化剂蒸发过程的发动机内流场计算，研究了发动机内的温 度和组分分布。 第三章对固液发动机固体燃料退移速率预示模型进行了研究。进行了热物性参数试验 研究，获得了固体燃料的导热系数、比热以及不同升温速率下的差示扫描量热法( d s c ) 曲线。通过对d s c 曲线的分析，获得了固体燃料分鳃过程的动力学参数以及焓值。 第四章对全文进行总结，对将来的研究工作提出建议。 第7 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 图2 2 混合燃烧温度与速度分布 图2 3 浓度分布图图2 4 混合燃烧火焰照片 综上所述，混合燃烧机理是一个极度不均匀的三维燃烧过程，流动特点决定了燃烧效 果。因此，如何改变流动及其对燃烧的影响是固液发动机研制的根本问题。 2 3 物理模型 本文以0 7 0 6 试验发动机( 如图2 5 所示) 为物理模型，直接从三维模拟出发，集成 了一套可用于固液火箭发动机燃烧、流动研究的数值方法，对a k 2 0 l m t p b 组合的固液 火箭发动机燃烧室带化学反应的燃烧流动和带两相流蒸发过程的内流场进行了数值模拟， 得到了比较理想的结果。 为减少计算工作量，计算物理域根据计算模型的对称性，选取1 6 的燃烧室区域。 第l o 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 2 4 1 基本方程 图2 5 发动机示意图 2 4 数学模型 n a v i e r s t o k c s 方程( 简称n s 方程) 是描述连续介质流动的最完整形式。它是以考虑 流体粘性和热传导等因素，建立于质量、动量和能量守恒基础上的数学模型。由于非线性 偏微分方程组数学理论还不完善，人们无法对n s 方程进行更为深入的数学分析，所以 数值模拟的方法仍然是求解n s 方程的主要手段。但直接对全n s 方程进行数值模拟 还存在着一些理论上和计算条件上的限制，因而简化n s 方程颇受人们青睐。n s 方程 的简化形式大致有如下几类：1 ) 薄层n s 方程；2 ) 抛物化n s 方程：3 ) 缩减n s 方 程；4 ) 雷诺平均n s 方程。 其中雷诺平均n s 方程是通过对n s 方程进行时间加权平均或密度加权平均而得 到的。这样处理使方程的解变成稳定的和静态的。但由此得到的方程出现了雷诺应力项， 使方程组不能封闭，因而需要引入湍流模型。目前，雷诺平均n s 方程辅以湍流模型在 工程计算流体力学领域中应用十分普遍。本计算采用了雷诺平均n s 方程。 在忽略粒子相湍流脉动、气相密度湍流脉动、重力的情况下，描述三维、两相、粘性、 湍流、多组分化学反应现象的控制方程为 1 ) 气相连续方程 詈+ ( 肛沪o ( 2 1 ) 2 ) 动量方程 第“页 昙c 刖告c 刚户去鲁 晓z ， 式中r f 为应力张量，其定义式如下 矿c 等+ 等，一詈善如 f 嘞= 1 _ ，刮 【o ，_ ， 3 ) 能量方程 昙c 们+ 毒c 脚= 害+ 毒c 尝考+ 去一毒譬岛善 c z 式中 为混合物静焓， 。为组元f 的静焓，卵为生成焓。 = 耳啊，嘻= j c p 卯+ ? 4 ) 组元方程 昙( 舭寿( 附) 2 考( 印拳+ ；r ( 2 4 ) i = 1 ，2 ，3 式中：，为组元，的化学反应速率。 5 ) 状态方程 p = 以嘻鲁 眩s ， 式中置为通用气体常数，肼为f 组元的分子量。 2 4 2 湍流模型 本计算中采用剪切应力传输( s s t ) 女一出模型，该模型充分采用了一模在远壁面区 域求解中的优点和标准女一缈模型在近壁面区域求解中的优点，因而具有更广的应用范围和 更高的模拟精度。s s t 女一模型和标准女一甜模型相似，但有以下改进： 在采用调和函数的基础上将标准女一模型和女一f 模型融合为一体，在近壁面区 域将其设为1 采用标准七一街模型，在远离壁面区域将其设为0 ，采用的一s 模型： s s tt 一甜模型在m 方程中增加了一个交叉扩散阻尼项： 第1 2 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 其中，x ，为i 组分当地气相摩尔分数，为体系参考压力。 传热方程为 叩，鲁= 吲乇圳+ ( 2 - 1 5 ) 塑， 其中，出为蒸发率，为汽化潜热。粒子与气相间的换热量为连续相能量方程中的源项。 3 ) 沸腾状态 当t p t b 时，当液滴温度达到沸点温度时，沸腾蒸发速率方程为 掣2 去叶眈s 同m 1 + 鼍爿 其中，c ，一为气相定压比热，k 为气体热导率。 2 4 5 计算假设 表2 1p = 3 m p a ，氧燃比为1 5 时热力计算结果 组分质量分数 c 0 7 0 0 8 3 4 n 2 1 8 6 6 4 7 h 2 0 4 3 9 1 5 h 2 0 0 3 5 2 3 2 c 0 2 0 3 2 4 2 2 c h 2 0 0 0 0 0 0 7 c h a0 0 0 7 4 5 h c n0 0 0 0 8 6 h n c oo 0 0 0 0 l n h 3 0 0 0 1 0 9 根据国外文献可以固体装药燃料的热解仅生成一种成分c 4 h 6 ：在4 1 3 k 以上，四氧化 氮全部离解成二氧化氮；硝酸在温度高于3 7 5 0 3 k 时按照下式分解 第1 5 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 4 h n 0 3 = 2 1 2 0 十l n 0 2 + 0 2 由热力计算结果可以看出生成物的主要组分为c o 、c 0 2 、h 2 0 、n 2 ，因此本计算中采 用的化学反应总方程式为 g 吃+ 4 哆= 3 + c d 2 + 3 4 0 + 2 2 c 4 风+ 4 。2 = 3 + c d 2 + 3 皿d 为了计算方便还做如下假设： 1 ) 认为同一段装药燃烧速率相同： 2 ) 模拟有限个工作时刻的内流场； 3 ) 考虑辐射的影响。 2 5 1 对流项迎风离散格式 2 5 数值方法 双曲型守恒方程詈+ 鬈= 0 可写成o t c 型+ 4 型：o 西缸 其中爿= 矽a d ，令爿= 月a 且， 人=卜厶 r 为矩阵( ，己) 。 叫奠 当五。 o 当 = 0 当旯 6 0 1 0 f 3 0 3 0 f 6 0 ( 3 1 2 ) 其中厂为插值变量。 不同位置的燃速计算结果如图所示，下表为各位置在典型时刻的燃速。从，= 3 0 j 时稳 态与非稳态分析方法结果对比来看，采用稳态分析方法得到的结果偏小。 第5 6 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 表3 1 2 第三发燃速预示结果 位置 ，= 1 0 s f = 3 0 sf = 6 0 占 外一前 1 2 5 40 9 4 9 o 4 6 8 外一后1 0 4 2o 7 3 9 o 4 3 5 内一前 1 4 5 91 1 8 7o 6 4 6 内一后 1 4 0 51 1 1 40 7 0 6 中一前 1 4 4 71 1 1 20 6 1 8 中一后 1 3 2 0l ，0 9 9o 6 4 2 t 恤) 图3 7 第二段外圈入口处燃速随时间变化关系 图3 8 第一二段外圈入【j 处固体燃料表面温度随时间变化关系 2 ， 8 8 2 0 ， 一鄯e一3印i u l 如a 。 国防科学技术大学研究生院学位论文 t l $ i 图3 9 第二段外圈出口处燃速随时间变化关系 图3 1 0 第二段外圈出口处固体燃料表面温度随时间变化关系 t l j 图3 1 l 第一段内圈入口处燃速睫时间变化关系 第5 8 页 1 8 日 4 2 o 。言，iii勘3e口cpnq 。 啪 瑚 啪 跚 枷 蛳 2 ) o 卜 4 2 ， b 6 4 2 0 ，一鼍opo。 国防科学技术大学研究生院学位论文 t 摹 图3 1 2 第二段内圈入口处固体燃料表面温度随时间变化关系 图3 1 3 第二段内圈出口处燃速随时间变化关系 t ( l 图3 ，1 4 第二段内圈出口处同体燃料表面温度随时问变化关系 第5 9 页 m 舌| m m b 9 卜 啪 瑚 咖 蓦 枷 看| o ) o 国防科学技术大学研究生院学位论文 图3 1 8 第二段中心孔出口处固体燃料表面温度随时间变化关系 3 4 基于人工神经网络的燃速预示模型 人工神经网络是模拟生物的脑结构和功能的一种信息处理系统，将大量的简单神经元 广泛互连成一种复杂的计算结构。具有与生物脑类似的特点，如大规模并行结构、信息的 分布式存储和并行处理，具有良好的自适应性、白组织性和容错性，具有较强的学习、记 忆、联想、识别功能等。人工神经网络已经应用于信号处理、模式识别、自动控制、专家 系统、组合优化等众多领域，在解决非线性映射问题中发挥了很大的作用。因此，除了采 用常规的化学动力学模型外，本章考虑采用人工神经网络技术来解决固液发动机燃速预示 问题。 3 4 1 神经网络基本理论 人工神经元的数学模型如图所示。 苒 x z ： 图3 1 9 神经元的结构模型 第6 l 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 其中而，x ：，“为输入信号，“，为神经元的内部状态，目，为阈值，j ，为外部输入信号( 在某 些情况下，它可以控制，使之保持在某一状态) ，弘为输出，为神经元“到“，的连接 权，厂( ) 为激励函数( 又称激活函数、转换函数、作用函数) ，则上述模型可以描述为 吒= + - 一日 t i “。= g ( 盯，) m = 地) = ，( 正) = 厂( 坳0 + 丑一印 j = l 厂( ) = g ( ) 】 按照数据的传播流向，神经网络可以分为前馈型网络和反馈型网络。前馈网络具有递 阶分层结构，同层神经元间不存在互连，从输入层至输出层的信号通过单向连接流通。反 馈型网络中所有的节点可以接受输入，又可以向外界输出，因此可以用一个完全的无向图 表示。 x x 2 图3 2 0 基本的前馈型网络图3 2 1 基本的反馈型网络 人工神经网络的工作过程主要由学习期和工作期两个阶段组成。学习期( 自适应期或设 计期) 指各计算单元状态不变，根据一定的学习规则改变各连接权值；工作期是各连接权值 固定，计算单元的状态在改变。 学习规则是修正权值的一个算法，目的是达到满意的系统性能。大体分为以下几类： i ) 相关规则：仅根据连接之间的激励水平来改变权系数。常用于自联想网络，执行 特殊记忆状态的死记式学习。 1 1 ) 纠错规则：根据输出节点的外部反馈束改变权系数，使系统的实际输出与期望输 出相一致。从方法上看，基于或等同于梯度下降方法，通过在局部最大改善的方向上逐步 接近最优解。但是，不能保证达到全局最大，同时还需要大量的学习样本，因此收敛速度 变慢。此外，这种规则对于样本的表示次序比较敏感。 第6 2 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 ) 无导师学习规则：学习表现为自适应于输入空间的检测规则。 常见的学习规则有：d ，d h e b b 学习规则、感知器学习规则、6 学习规则、梯度下降法、 晰口；蠡番誊目誊殴毒罐卒，g 轻蠡烈鸥一；训i ? 一羹g 一喜萎；翻稂计晒i 菊萎粤垄；耄增潞 斟割蓟庭醴创i 蔼兽国婚激峪。挝骁型冀囊蓄甬。慰翻面幽象砸囊赫1 弱截与萎囊；些嗣 嘲象； l 的技术问题，从基本结构到 泵浦耦合系统，都作了一阐述，同时对激光倍频技术作了一定的介绍，并立足实验室现 有条件，设计并实现了l d 泵浦n d ：w 0 4 k t p绿光激光器的实验系统，实现了绿光激光 的输出，泵浦阈值在5 4 2 m w ，在半导体激光器输出激光功率为9 0 0 i i l w 时，倍频输出绿光 功率为1 1 2 1 m w ，相应的光光转换效率为13 。 另外，本文还对实验室现有的某型号半导体激光器驱动及温控系统进行了深入研究， 提出了改进的措施，并在此基础上完成上位机通信程序。 关键词：d p s s l 倍频n d ：w 0 4l c r p 上位机通 x 国防科学技术大学研究生院学位论文 双= 碳咤1 ，( 玎e 4 ) ( 3 2 3 ) 综合上述结果有 = 璀蚶，( 刀e ) 善= 颤啄 2 4 那么，反向传播算法的步骤可概括如下： ( 1 ) 选定权系数初值； ( 2 ) 重复下述过程直到收敛： 对_ j = 1 到 正向过程：计算各层单元的，”p 吐以及儿； 反向过程：从上一l 到2 层，计算各层各节点的砖，并修正权系数和阈值 嵋= w i 一焉删 啦= e i + 6 k 3 4 2 2 常用的激励函数 根据上面的分析，要求激励函数的导数，( 疗甜0 ) 存在，一般情况下采用s 型函数作为 b p 网络的激励函数。s 型函数中用的最多的有两个：一个是s i g m o i d 函数，另一个是双曲 正切函数。 s i g m o i d 函数的表达式为 m ) 2 寿o 学习算法的收敛速度很慢 初始权系数对学习过程有很大影响 由于可以采用的改进措施众多，在此只列出部分方法。 ( 1 ) 采用新的激励函数 采用一阶导数为s e c 扩( z ) 的周期函数周期函数已定量地被证明了收敛速度要比s 型 函数快，下表列举了 = l 3 的新激励函数。 表3 1 3 新的激励函数 n 新激励函数 一阶导数 1 1 ( 工) = 三t a l l 1 ( s i i l i l ( z ) ) i x ) = 三s e c ( x ) 万 石 2 以o ) = t a n h ( x )_ ，￥( x ) = s e c 2 ( 工) 3 聃) = 三 兰桊_ 1 ( s 州砌】 爿o ) ：! s e c 厅，( ，) 万 ( 2 ) 采用带有动量项的加权调节公式 该方法属于全局学习速率自适应，可以提高训练速度，它采用如p 公式 州f + 1 ) ：一7 7 娑+ 口酬f ) ( 3 2 5 ) 洲 其中口为动量系数一般取0 9 左右。 引入动量项的效果就是使学习过程中等效的改变玎值而非恒定不变。这样在系统进入 第6 6 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 差为o 1 1 删n ，s ；对于样本( 1 ，2 ，5 ，6 ，9 ，1 0 ) ，考虑第一段装药燃速时预示值最大相对 误差为2 3 ，绝对误差为o 1 6 删f i l s 。 为了充分利用试验数据。使预示模型尽可能的接近试验结果，在进行第三发燃速预示 时将采用样本1 8 的学习结果对燃速进行预示。 图3 2 5 采用样本( 1 一) 时结果对比 图3 2 6 采用样本( 5 8 ) 时结果对比 图3 2 7 采用样本( 1 ，2 ，5 ，6 ) 时结果对比 第6 9 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 果，随着时间的推移，热流密度逐渐降低，非稳态方法得到的燃速要小于稳态方法的结果。 从平均燃速来说，非稳态方法得到的结果要小于稳态方法的结果，采用神经网络方法得到 的各时刻稳态燃速要小于采用动力学方法得到的稳态燃速，工作时间内的平均燃速小于前 两种方法得到的结果。 表3 1 9f = 1 0 s 时不同方法预示结果对比 位置稳态分析法非稳态法神经网络法 外一前 1 1 1 81 2 5 41 0 1 0 外一后 o 8 8 31 0 4 2o 8 7 l 内一前 1 2 3 81 4 5 91 2 5 2 内一后 1 1 9 61 4 0 51 2 0 0 中一前 1 2 5 71 4 4 71 2 0 7 中一后1 1 2 91 3 2 01 1 1 5 表3 2 0f = 3 0 s 时不同方法预示结果对比 位置稳态分析法非稳态法神经网络法 外一前 0 8 8 70 9 4 9o 7 4 7 外一后o 6 9 70 7 3 9o 6 3 4 内一前 1 0 5 31 - 1 8 70 9 5 8 内一后 0 9 8 91 1 1 4o 8 9 9 中一前 o 9 9 31 1 1 2o 8 9 4 中一后 0 9 6 7 1 0 9 9o 8 9 6 表3 2 1f = 6 0 s 时不同方法预示结果对比 位置稳态分析法非稳态法神经网络法 外前 o 7 8 00 4 6 8o 5 2 2 外一后 0 7 1 6o 4 3 5o 5 0 5 内一前 1 0 6 20 6 4 6o 6 0 6 内一后1 1 6 0o 7 0 6o 6 4 5 中一前1 0 3 2o 6 1 80 5 9 5 中一后 1 0 5 6o 6 4 2 o 6 0 8 第7 2 页 里堕型兰垫查奎主竺茎生堕兰垡笙苎 表3 2 2 不同方法得到的平均燃速对比 位置稳态分析法非稳态法神经网络法 外一前 0 9 3 7o 8 4 6o 7 7 8 外一后o 7 6 40 6 9 80 6 8 1 内一前 1 1 1 7 1 0 5 5o 9 6 8 内一后 1 1 0 1 1 0 3 50 9 3 6 中一前 1 0 9 l 1 0 1 7o 9 2 4 中一后 1 0 4 30 9 8 20 8 9 7 3 5 本章小结 本章针对目前固体燃料燃速物性参数比较匮乏的问题，进行了固体燃料的热物性参数 试验，获得了固体燃料的比热、导熟系数。进行了不同升温速率下的固体燃料差示扫描量 热法( d s c ) 试验，根据试验曲线对固体燃料的热分解过程进行了初步分析。采用k i s s i n g e r 方法对d s c 试验曲线进行分析，获得了固体燃料热分解的动力学参数，以此为基础建立了 稳态燃速预示模型，并对第三发的固体燃料燃速进行预示。 针对预示结果与试验结果相差太大的问题，提出了采用第二发试验数据进行修正的方 法，并采用修正后的模型对第三发燃速进行了预示。 建立了非稳态一维热传导方程，根据热分解速率公式，对第三发发动机的动态燃速进 行了预示。 基于人工神经网络方法，建立了发动机燃速预示模型，以第二发发动机的试验结果为 学习样本对第三发的燃速进行了预示。 第7 3 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 第四章结论 4 1 全文总结 固液火箭发动机是一种技术难度较高的动力装置，它的诸多优良特性和令人瞩目的应 用前景，己经重新成为现阶段先进动力装置研究的热点。目前国际上对固液火箭发动机的 研究不断深入，在我国固液火箭发动机的研究总体上还处于起步阶段，特别是发动机燃烧 机理的理论研究还很薄弱。本文结合固液发动机试验，从燃烧室燃烧与流动、固体燃料退 移速率等方面，对a k 2 0 明t p b 组合固液火箭发动机的燃烧机理进行了研究。 本文的主要工作和结论如下： 1 、对固体火箭发动机的原理和结构进行了详细介绍，通过与固体火箭发动机和液体 火箭发动机进行对比，指明了固液火箭发动机的优点和缺点。介绍了固液火箭发动机的发 展历程和应用趋势，对国内外固液火箭发动机研究的方向和现状进行了综述。 2 、研究了a k 2 0 l h t p b 组合固液火箭发动机燃烧室内部的流动和燃烧问题。建立了 燃烧室内氧化剂气体和燃料热解气体的燃烧模型，对不同时刻燃烧室带化学反应内流场进 行了计算，此外还进行了带蒸发过程内流场计算。计算结果分析表明： ( 1 ) 扰流板可以使前一段流出的大量燃料和氧化剂在扰流腔内长时问滞留，促进了燃 料与氧化剂的掺混燃烧，增大了燃料退移速率，提高了燃烧效率。但是，由于涡流在燃烧 室的中间部位形成了高温区域，给热防护提出了一定的要求。 ( 2 ) 孔板结构虽然可以使前一段混合气体更加均匀的进入下一段装药，减弱了扰流腔 内回流区的漩流作用，并不能增加推进剂燃烧效率，但孔板结构的加入，回流强度减弱， 使得扰流腔内的温度降低，给壁面热防护带来好处。 ( 3 ) 扰流板的尺寸变化对下游流动有比较明显的影响。此外工作时间增多，装药的富 燃情况更加明显。 ( 4 ) 同一装药通道内前后段所处的温度、速度和组分分布都有所不同，造成同一通道 内装药分解速率不同。 ( 5 ) 氧化剂蒸发过程主要在前封头和第一段装药内。在进入扰流腔时基本蒸发完成， 对扰流腔内的掺混 x 国防科学技术大学研究生院学位论文 参考文献 1 g e o 曜e ，p s u n o n r o c k e tp m p u i s i o ne l e m e 鹏6 t he d i d o n ，j d mw i l e ya i l ds o n s ，n e w y j r k 1 9 9 2 2 j p a n 忙sa t l dh s t 印h e nj o n e s as t a l l d a r d i z e dt e c h n i q u ef o re v a l u a t i n gh y “di 沁c k e t m o t o rp e r f b r n l a r i c e a i a a9 7 2 9 3 3 3 d a l t m a n h y b r i d r o c k e t d e v e l o p m e m h i s t o 阱a j a a 9 l 一2 5 1 5 4 m i c l l a e ld j o n e s ，1 c r r ym a b e la dd a v i dj w 的k s s u b s c a l eh y m dr d c k e tm o t o r t c s t i n ga tt i l em 黜、h a l ls p a c ef l i 曲tc e n t e rms u p p o no fn l eh y b