（飞行器设计专业论文）提升机构压力燃气包设计与仿真.pdf

国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 摘要 本文进行了航天员座椅提升机构压力燃气包的系统结构设计、计算机仿真研 究以及可靠性设计与分析。 完成了宇航员座椅提升机构压力燃气包的总体设计、结构设计。根据设计要 求初步选择了压力燃气包的结构形式、壳体材料、推进剂；进行了主要设计参量 选择、装药质量估算；完成了压力燃气包结构设计。 建立了压力燃气包与提升机构流场统一求解的物理数学模型。通过数值仿真， 模拟了燃气包和提升机构内部的燃烧和流动过程以及提升机构的运动过程，模拟 结果用于指导燃气包与提升机构的设计。用c f d 方法模拟了燃气包工作过程中的 内流场，分析了壁面传热，计算能量损失，并对燃气包性能优化提出了建议。 进行了压力燃气包的可靠性设计与分配，并在结构设计的基础上分析了压力 燃气包的可靠性。 主题词：燃气发生器提升机构c f d 数值仿真可靠性设计试验 第1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 a b s t r a c t t h ed e s i g no fs y s t e mg r u c t u r e ，t h es t u d yo fc o m p u t e rs i m u l a t i o na n dt h ed e s i g n a n da n a l y s i so ft h er e l i a b i l i t yo ft h ee l e v a t o rh a sb e e na c c o m p l i s h e do nt h i sp a p e r t h es y s t e m i ca n ds t r u c t u r a ld e s i g no ft h eg a sg e n e r a t o ro ft h ec o s m o n a u t st a b l e t c h a i ri sd e s i g n e da c c o r d i n gt ot e c h n i c a lt a r g e t a c c o r d i n gt ot h en e e do fd e s i g n , t h e d e s i g ni sf i n i s h e do nt h r e ea s p e c t s ：t h es e l e c to ft h es t r u c t u r a lf o r m ，t h em a t e r i a lo fc r u s t a n dp r o p e l l a n t t h ep r i m a r yp a r a m e t e r sa n dt h em a s so fg r a i ni sc a l c u l a t e d ，a n dt h e s t r u c t u r a ld e s i g ni sc o m p l e t e d p h y s i c a la n dm a t h e m a t i c a lm o d e li se s t a b l i s h e d ，w h i c hc a nb eu s e dt os o l v et h e f l o wo ft h eg a sg e n e r a t o ra n de l e v a t o r t h ec o m b u s t i o na n df l o wo ft h em a c h i n ea n di t s m o v e m e n th a sb e e ns i m u l a t e dw i t hn u m e r i c a ls i m u l a t i o n s ，t h er e s u l to fw h i c hc a l lb e u s e dt os u p e r v i s et h es 缸，u c t i l r a ld e s i g no ft h em a c h i n e t h ei n t e r n a lf l o wi sa l s o s i m u l a t e dw i t hc f d h e a te x c h a n g eo ft h ec r u s ti sa n a l y z e d ；t h el o s so fe n e r g yi s c a l c u l a t e d 。s o m es u g g e s t i o n sa l ep u tf o r w a r dt ot h eo p t i m i z i n gc a p a b i l i t yo ft h eg a s g e n e r a t o r t h ed e s i g na n da s s i g no ft h eg a sg e n e r a t o r sr e l i a b i l i t yh a sb e e np r e s e n t e d a n dt h e r e l i a b i l i t yo fg a sg e n e r a t o rh a sb e e na n a l y z e d k e yw o r d s ：g a sg e n e r a t o r e l e v a t o rc f dn u m e r i c a ls i m u l a t i o n r e l i a b i l i t y 第1 i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 表目录 表2 1 按药柱种类分的发动机结构形式的特点8 表2 1 装药质量与气体温度关系表1 4 表2 2 燃烧室最佳半径与装药体积、通气面积关系1 6 表2 - 3 燃烧室长度与通气面积关系1 6 表3 1 装药质量对提升过程影响4 2 表3 2 限流嘴对提升过程的影响4 3 表3 3 节流孔直径对提升过程的影响4 4 表3 4 单包装药量对双包提升过程的影响4 5 表4 1k e 湍流模型参数4 9 表4 2 边界条件参数5 l 表4 30 1 s 喷管喉部连接曲率半径对喷管性能的影响5 6 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图 目录 图2 1 发动机结构形式分类图8 图2 2 燃烧室壳体简化图1 5 图2 3 管形装药l8 图2 4 燃烧室简体2 0 图2 5 燃烧室前堵盖( 左) 和后堵盖( 右) 21 图2 6 前挡药板( 左) 和后挡药板( 右) 2 2 图2 7 喷管2 4 图2 8 喷管型面及尺寸2 5 图3 1 推进剂装药通道微元体2 7 图3 2 燃气包与提升机构示意图3 4 图3 3 不考虑热损失各室压力曲线4 0 图3 4 活塞提升高度，速度，加速度曲线4 0 图4 1 燃气包模型4 7 图4 2t - - o 1s 网格。4 7 图4 3t = - o 2 s 网格4 7 图4 4 分离求解器求解步骤。4 9 图4 5 耦合求解器求解步骤。5 0 图4 6t - - o 1 s ( 上) 和t = o 2 s ( 下) 温度云图5 2 图4 7 壁面总热流量分布5 3 图4 8 燃烧室壁面传热模型5 4 图4 9 壁面对流换热系数5 5 图4 1 0 压力等值线图。5 6 图4 1 1r - - - 4 压力等值线图5 7 图4 1 2r = 5 压力等值线图5 7 图4 1 3 压力云图5 8 图4 1 4 密度云图5 8 图4 1 5 总压、总温分布曲线5 8 图4 16 工况压力曲线5 9 图5 1 串联系统可靠性框图6 1 图5 2 并联系统可靠性框图6 2 图5 3 混联系统可靠性框图6 3 图5 4 双包系统可靠性框图6 5 第v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图5 5 单个燃气包可靠性框图6 6 第页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。 学位论文作者签名：兰塑扛一 日期：2 0 0 7 年6 月5 日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文作者签名： 作者指导教师签名： 日期：2 0 0 7 年6 月5 日 日期：2 0 0 7 年6 月5 日 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 1 1 1 相关背景 第一章绪论 1 1 综述 提升机构是航天员座椅缓冲装置的一部分。航天员座椅直接支撑航天员，在 发射、返回和着陆中均对航天员具有重要的防护作用。回收着陆中，航天员主要 承受冲击载荷，在着陆缓冲发动机不工作的故障状态下，为了降低人体胸一背方 向和头骨盆方向的加速度过载，需要借助缓冲器的作用。迄今为止，航天飞船 在这方面主要采用两种方式。美国“阿波罗”号飞船等采用水上着陆方式，并采用泡 沫材料吸收能量；俄罗斯“联盟”号和我国的“神舟”号飞船采用陆地着陆，通过机械 缓冲结构和材料进行缓冲i l 圳。 因为人体承受胸背向加速度过载的能力优于头盆向，为了使得人体承受综合 过载的能力增大，人体呈半仰卧姿势。故需要在着陆前将宇航员座椅提升，并保 持高度。 机械式缓冲装置一般是用弹簧、板簧或液压减震器安装在仪器设备或航天员 座椅下面，以吸收物体着陆冲击能量的设施1 6 。前苏联“联盟 号飞船航天员座椅 采用这种机械式着陆缓冲装置。在固定不动的杆上，套有紧配合的锥套和圆筒衬 套。衬套上又套有不同弹性的、能自由活动的金属胀环，而胀环依托着座椅的骨 架。在着陆冲击作用下，座椅连同支承套筒一起向下运动，胀环在锥套上胀开变 形，从而消耗冲击能量。 所谓提升机构就是类似弹射筒的一种装置，弹射简是用火炸药作为动力源的 火工装置，常用于航天飞行器上，例如返回式航天器上弹射伞舱盖、拉动整流罩 的纵向解锁机构、抛射回收卫星的减速伞、弹出武器的数据舱等；民用上也常使 用，例如飞行员的弹射救生等 7 1 。 弹射筒有很高的重量能量比，用较小的初始能量激发装药爆炸或燃烧反应， 释放出较大的集中的能量做机械功，是航天飞行器上一次性做功装置。弹射筒能 在较短的时间内( 几毫秒到几十毫秒) 完成所需要的功能，它工作可靠性高，安 全性好，是航天飞行器上不可缺少的动力执行装置。 用于飞行员弹射救生的弹射座椅是利用弹射动力把飞行员连同座椅弹离飞机 的一种救生装置【8 9 】。飞行员脱离飞机后，人椅分离打开救生伞而降落着陆。第二 次世界大战期间。德国研制的新型战斗机就为试飞员配备了弹射座椅。继而又出 现了火箭弹射座椅。美国1 9 5 7 年研制出火箭弹射座椅。6 0 年代初，火箭弹射座椅 第1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 的研制和改造工作普遍展开。许多原来装有弹射座椅的飞机纷纷换装火箭弹射座 椅。从火箭弹射座椅的性能看，它基本上能够满足现代飞机的发展要求。四十余 年后的今天，还没有更合适的救生装置来取代它，并且不仅作战飞机上装备，而 且还被应用到航天飞机上。 弹射座椅是利用滑膛炮的原理把人和座椅作为“炮弹”射出飞机座舱，在应急弹 射时，弹射弹被击发，弹中的火药燃烧产生的燃气在弹射机构中建立一定的工作压 力，使弹射机构的外筒被迫向上移动，最终使人、椅获得一定的弹射初速。其弹射动 力系统是依靠火药燃烧，完全靠气体膨胀直接做功的系统。 类似装置还有用于导弹发射的弹射装置【1 0 j5 1 。这种弹射装置可以有八种动力 源：炮式、液压式、压缩空气式、液压气动式、燃气式、燃气蒸汽式、自弹式和 电磁式。 燃气蒸汽式导弹发射动力系统是潜地导弹发射装置的重要组成部分，其功用 是提供导弹在发射简内运动的作用力，为导弹可靠点火和飞向目标提供必要的初 始弹道。发射动力系统主要由点火机构、燃气发生器、冷却器、输气管等部件组 成。其中燃气发生器是动力源，工作时燃烧室内装药燃烧产生高温高压的燃气由 一级喷管喷出。在冷却器的喷水区遇到按照设计规律连续喷人冷却水，由于高温 燃气与冷却水的热交换，从而形成压力降低，温度降低的燃气蒸汽混和气体，在 发射筒建立一定的压力后膨胀做功，推动导弹运动。 氮气弹射系统以高压氮气为弹射能源，用于悬挂、弹射投放、发射空地导弹， 它主要由骨架、弹射机构、强制传动装置及气路、电气系统等部分组成。 上述弹射装置大都采用燃气发生器作为动力源，少数采用压缩空气作为动力 源。燃气发生器一个很重要的应用是液体火箭发动机的推进剂供应系统。用于泵 压式系统，作为涡轮动力源的燃气发生器，一般采用液体推进剂产生燃气。用于 挤压式供应系统的燃气发生器，产生高压气体，有固体推进剂燃气发生器、液体 推进剂燃气发生器掣1 7 j 。 从提升机构产生作用的原理看，高压气瓶也可以用作提升机构的动力源。贮 气系统已在液体火箭发动机挤压式推进剂供应系统中获得广泛应用。气体通常贮 存在高压气瓶中，用调节器控制到规定压力之后供应到推进剂贮箱中。 从前面的分析可以看出，提升机构可用方案有固体燃气发生器、液体燃气发 生器、高压气瓶等。 液体燃气发生器需要有推进剂贮箱、燃烧室和输送机构，系统结构复杂，比 能高工作时间长，气体不含固体颗粒，但是需要推进剂贮箱、管路、阀门等，系 统结构复杂。固体燃气发生器结构简单，紧凑，比能较低，工作时间受到一定限 制，某些固体推进剂燃气可能含有固体颗粒。高压气瓶方式，可以达到相当高的 第2 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 可靠性，在推进剂供应系统中应用也较早。一般由高压气瓶、阀门、压力调节器 等组成，有的还有换热器。高压气瓶的特点是：可靠性高，不含火工品，但是气 体贮存时压力高，气瓶重量大。 在工作时间较短且所需功率不大的系统中，使用固体燃料燃气发生器是比较 合理的，俄罗斯已把固体燃料燃气发生器，用于航天员座椅提升机构上。所以采 用固体燃料作为能源是实现航天员座椅提升机构的可行方案，具有工作时间短、 结构简单、体积小、可靠性高、使用操作方便、占用空间小等特点。 压力燃气包所用的推进剂叫做燃气发生剂，主要有两大用途：作为动力源和 气源，广泛用于军用和民用产品【1 8 】。例如，用于启动飞机的各种涡轮喷气发动机 以及导弹启动器、伺服装置、陀螺、增压器、导弹燃气涡轮发电机等的部件上； 用来压缩流体和液体；操作活塞的机械运动等。民用方面，被用作各种安全袋、 海洋救生衣、救生筏和水上浮体以及海洋开发装置的气源等【1 9 】。燃气发生剂的要 求是燃气固体微粒少，燃气洁净，燃气温度低，燃气的腐蚀性、烧蚀性和毒性小， 燃速较低，以及燃烧受环境温度的影响要小等 2 0 1 。目前国内外使用的固体气体发 生剂大多为双基型和复合型两大类。双基型燃气发生剂燃温一般比复合型高，但 复合型在降低燃速方面比双基型效果好，由于双基型在无烟或少烟、燃烧洁净性 方面优于复合型，所以更适于用作燃气发生器装药。 在压力燃气包的设计中，对推进剂的要求非常高，要求推进剂除了要满足一 般固体推进剂的性能外，还必须充分满足燃温低、燃气无腐蚀性、无毒性、燃气 不含或少含固体成分的特殊要求。 国外近年来一直在研制新的固体推进剂，其中性能最佳且已能批量生产和实 际应用的是g a p 推进剂。国内g a p 推进剂还处于实验室研究阶段，g a p 胶体还 处于小量合成规模，配方研制已取得进展 2 1 - 2 3 j 。 用于d f 3 等型号上的火药启动器火药为双芳镁；用于d f 2 1 的1 7 1 3 0 的燃气 发生器火药，是专门作为燃气发生器推进剂而研制的。7 0 年代后期我国研制的双 钴药的性能优于双芳镁、双石、双铅推进剂，被广泛采用。 1 1 2 压力燃气包的研究思路 压力燃气包实际上是微型的固体火箭发动机，对于压力燃气包的设计主要参 考固体火箭发动机的设计方法。但由于压力燃气包自身的特点，例如对比冲等性 能要求不高等，其设计又有与固体火箭发动机的不同之处。主要有以下特点：推 进剂的选择不能只注重比冲、推力等性能，而是要主要考虑作为气体发生剂的特 殊需要；压力燃气包的密封性能要好，燃气不能外漏；压力燃气包的可靠性要高 在占 守o 第3 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 压力燃气包研制中的关键问题有： ( 1 ) 压力燃气包推进剂研制： ( 2 ) 压力燃气包高可靠性设计； ( 3 ) 压力燃气包的性能预示； ( 4 ) 压力燃气包与提升机构的密封； ( 5 ) 燃气包与提升机构各室压力和活塞提升加速度的动态测量等。 燃气发生器选用g a p 推进剂是最佳选择，但根据我国目前g a p 研制状况， g a p 推进剂还没有得到广泛应用。因此，我们选择己很成熟的双钴推进剂，通过 燃气包的优化设计弥补推进剂性能方面的不足。 对于高可靠性设计，可以采用两燃气包并联的冗余系统来提高系统的可靠性。 单个燃气包由于体积和质量都很小，可以不追求燃气包的质量和能量指标，而是 在满足任务要求的条件下使燃气包具有尽可能高的可靠性，从结构设计以及增大 裕度上对高可靠性予以保证。 燃气包和提升机构的内部燃烧、流动和传热过程非常复杂，使得对燃气包和 提升机构的性能预示变得很困难，而性能预示是了解燃气做功机理并指导燃气包 装药设计的重要手段。为解决性能预示困难，我们根据实际情况对燃气包和提升 机构的物理模型进行了合理简化，建立燃气包和提升机构三个室以及活塞运动的 联立求解方程组。 燃气包和提升机构密封是影响成败的关键技术。试验显示，采用退火紫铜垫 圈加硅橡胶可解决密封问题。 压力与加速度动态测量是了解内部过程，检验理论模型的重要手段，为解决 这一问题，设计了实验用燃气包和模拟提升机构，其尺寸与真实装置一样可以模 拟提升机构的全部工作，可以测出压力燃气包和提升机构各室的动态压强，以及 提升机构的加速度。 2 0 世纪7 0 年代以后，计算机技术已广泛应用于固体火箭发动机设计领域。固 体火箭发动机计算机辅助设计的研究，对技术论证、方案选择、参数优化、部件 设计和性能预估等起了很大作用，明显的提高了设计质量和效率，使发动机研制 周期缩短、研制成本降低，发动机的可靠性也得到提高。固体火箭发动机工作过 程数值仿真涉及到固体火箭发动机研究的各个方面，它既是理论研究新的有效手 段，也对发动机设计和试验研究起着重要的辅助作用和指导作用1 2 引。 由于燃气包可以看作微型的固体火箭发动机，所以进行燃气包与提升机构工 作过程的数值仿真核心就是预示燃气包燃烧室和提升机构内各室压强和推力时间 曲线，即内弹道性能。预示固体火箭发动机内弹道性能的方法很多，有用于工程 使用的零维和一维准定常计算方法、一维及多维计算方法【2 5 l ，现在还出现了采用 第4 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 m o n t e c a r l o 法进行内弹道性能的模拟计算【2 6 - 27 1 。其中零维和一维准定常内弹道计 算方法使用较为普遍，计算软件编制比较简单，工程使用性强，美中不足的是计 算精度较差。一维非定常内弹道计算方法常用于计算燃烧室压强随时间变化很快 的情况。多维内弹道计算具有很高的预示精度，但软件编制复杂。m o n t e c a r l o 法 是通过随机模拟和统计检验来求解固体火箭发动机内弹道性能，需要选择合适的 随机变量并给出它们的分布及分布参数，通常由试验确定。 提升机构燃气发生器作为航天部件不仅要满足高性能的要求，同时还要满足 高可靠性要求。要满足高可靠性的要求，仅仅靠做试验来保证是不现实的，为此 在设计阶段就要进行可靠性设计，最后结合试验进行可靠性分析。 狭义的可靠性是指：产品在规定的条件和时间内，完成规定功能的能力，这种 能力的概率则称为可靠度。可靠性设计技术是综合众多学科成果，以解决产品可 靠性为出发点的- f - j 应用性工程学科。可靠性设计认为：与设计有关的载荷、强 度、尺寸、寿命等都是随机变量。根据大量实践与测试，揭示出它们的统计规律， 并用于设计，以保证所设计的产品符合给定可靠度指标的要求。它的主要任务是 提高产品的可靠性，延长使用寿命，降低维修费用。随着产品失效和发生故障概 率的增加，可靠性理论、技术和方法的发展和应用也日益引起各国的重视口引。 燃气发生器可看作是航天火工装置，对于航天火工装置，文献 2 9 1 提出了一套 可靠性设计、试验评估方法与程序。认为火工装置可靠性可划分为4 部分，即发 火可靠性、传爆传火可靠性、作动装置功能可靠性、结构强度可靠性，这4 个环 节构成了火工装置可靠性的串联模型。但是由于燃气包并不产生作动，故只有三 部分，即点火装置可靠性、传爆传火可靠性和结构强度可靠性，这三部分构成串 联模型。结构强度可靠性设计和计算应用最广的计算模型是应力一强度模型。它是 将应力和强度视为随机变量或随机过程，利用概率统计的方法对结构的可靠度或 失效概率进行求解。 1 2 本论文的主要内容 本文主要包括以下内容： 第二章进行提升机构压力燃气包的设计。利用固体火箭发动机的设计方法， 进行了压力燃气包结构形式的选择、壳体材料的选择、推进剂的选择、主要设计 参量的选择以及结构设计。 第三章对燃气包与提升机构内的燃烧，流动，传热过程进行数理建模与数值 仿真，得到了用于零维内弹道计算的燃气包与提升机构的微分方程。通过对微分 方程的求解，进行了提升过程的性能预示，并利用该模型分析了一些变量对提升 性能的影响。 篇5 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第四章对燃气包能量损失进行数值计算。对燃气包建立简化的物理模型，用 c f d 方法模拟燃气包工作过程中几个典型时刻的内流场，分析壁面传热，计算能 量损失，并对燃气包性能优化提出建议。 第五章进行了燃气包的可靠性设计与分析。利用结构可靠性分配的简单方法， 对燃气包零部件的可靠性进行了分配。并利用可靠性的应力强度干涉模型，在理 论上分析了燃气包的可靠性。 最后对文章进行了总结，指出了本文中有待进一步解决的问题，并对下一步 的研究提出了建议。 第6 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第二章压力燃气包设计 本章主要介绍提升机构压力燃气包的设计过程，包括结构形式的选择、推进 剂选择机装药量估算、主要设计参量选取以及结构设计。更多的是给出燃气包大 概的一个框架，为后面的仿真计算提供依据，进而指导其设计。 2 1 引言 把压力燃气包看作固体火箭发动机，虽然作用不同，但是它们在结构上是很 相似的，所以对燃气发生器的设计可以参照固体火箭发动机的设计方法。 固体火箭发动机的设计主要包括总体设计、装药设计、燃烧室设计、喷管设 计和点火装置设计【1 3 】。所不同的是，燃气包设计所遵循的原则与固体火箭发动机 的有所不同。首先，燃气包对推力、比冲、工作时间等固体火箭发动机的性能指 标的要求并不高，相反燃气包设计关心的是提升过程的过载限定在一定范围内， 这就对推进剂能量的释放提出了要求，所以燃气包的设计要围绕这一要求来进行。 其次，燃气包内推进剂的质量非常小( 最大和最小装药质量可以通过理想气体方 程估算出来) ，其总能量也不大，由于燃气包尺寸的限制，不可能再设计隔热层， 高温燃气的热损失相对就比较大；而且由于质量很小，燃烧时间也不会很长，燃 气对燃烧室壁面的传热也不能当作稳态处理。这也是与固体火箭发动机设计所不 同的，对于这一点，需要利用数值方法来指导燃气包设计。 以上是燃气包与固体火箭发动机设计方面的主要的不同，在设计中要注意。 本章主要围绕燃气包的设计进行，给出了主要的设计参量，这些参量需要根据数 值仿真的结果以及试验结果来进行调整。 2 2 燃气包结构形式及选择 2 2 1 固体发动机的结构形式【3 0 】 固体火箭发动机的结构形式很多，可以按照药柱种类、药柱装填方式、喷管 数目、喷管形式和推力级数等来分类。 第7 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 动 机 结 构 形 式 分 类 按药柱种类分 内燃药柱式 ，端燃药柱式 l 内外燃药柱式 按药柱装填方式分自由装填式 l 铸装式 按喷管数目分f 单喷管式 l 多喷管式 按喷管形式分f 普通喷管式 l 潜入喷管式 厂单推力式 按推力级数分 t 双推力式 图2 1 发动机结构形式分类图 按药柱种类可分为端燃药柱式、内燃药柱式和内外燃药柱式等。端燃药柱发 动机宜用于推力小和工作时间长的场合；内燃药柱发动机多用于推力较大和工作 时间较长的场合；内外燃药柱发动机宜用于推力大和工作时间短的场合。如表2 1 表2 1 按药柱种类分的发动机结构形式的特点 发动机结构形式药柱燃烧部位燃烧恒面性发动机工作特点 端燃药柱式后端面恒面推力小、工作时间长 内燃药柱式 内表面 恒面或增、减面推力较大，工作时间较长 内外燃药柱式内表面和外表面恒面或增、减面推力大、工作时间短 按药柱装填方式可分为自由装填式和铸装式两种。自由装填式发动机药柱承 压强度高，生产经济性好，贮存安全性好，内外燃药柱发动机多属于此类；铸装 式多用于推力大、工作时间长的大型内燃装药发动机 按喷管数目可分为单喷管式和多喷管式两种，一般发动机多为单喷管式。按 喷管形式可分为普通喷灌式和潜入喷管式，一般发动机多为普通喷管式。按推力 级数可分为单推力式和双推力式两种。 2 2 2 发动机结构形式选择的原则【则 第8 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 一，能适应发动机的用途和技术性能要求； 二，使发动机的重量轻和结构紧凑； 三，使发动机具有良好的工艺性、研制费用低和研制周期短。 2 2 3 燃气包结构形式选择 燃气包属于小型固体火箭发动机，工作时间短，对推力基本没有要求。根据 上述选择原则，采用内外燃药柱和自由装填的结构形式。 2 3 燃气包壳体材料的选择 2 3 1 常用的壳体材料及其特性【3 0 】 一、钢 1 优质碳素结构钢 常用的优质碳素结构钢为4 5 、5 0 、5 5 号钢。其优点是价格低廉，来源丰富， 工艺性好，可以大批量生产；缺点是强度和耐热性能低。 2 合金钢 合金钢分为一般合金钢，如锰钢、锰硼钢和铬锰硅钢：和超高强钢，这类钢 中增加了能细化晶粒和降低回火脆性的合金元素，如钼、钒、钨等，并且降低了 硫、磷等有害元素的含量。 铬锰硅钢是常用的高强合金钢，其最大优点是强度较高，短时高温性能、成 型工艺和焊接性能均较好，且不含我国稀有的镍元素。缺点是回火脆性，故需于 高温回火后缓慢冷却。 二、铝合金和钛合金 铝合金具有一定的比强度和比模量，同时有良好的成型工艺和抗腐蚀能力； 但耐热性能和焊接性能较差。用作固体火箭发动机壳体时，只有在壳体内壁贴有 内绝热层，药柱为贴壁内孔燃烧，且工作时间较短时才采用。 钛合金的比强度是目前金属中较高的，有良好的耐腐蚀性和冲击韧性。缺点 是切削和焊接工艺性能差、弹性模量低、成本昂贵。在固体火箭发动机上的应用 受到限制。 三、复合材料 复合材料是由高强度的增强材料( 如玻璃纤维丝或玻璃纤维布) 和环氧树脂 在一定形状的芯模上缠绕而成的结构材料。更新的复合材料则用有机纤维丝来增 强。 复合材料的主要优点是：( 1 ) 比强度高；( 2 ) 缠绕工艺简单，容易实现机 第9 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 械化和自动化，产品经济性好；( 3 ) 尺寸不受限制，并可以整体成型；( 4 ) 结构的抗 振性和绝热性好。缺点是：( 1 ) 纤维强度较低，室壁较厚；( 2 ) i 艺质量不够稳定： ( 3 ) 长期贮存有老化现象等。 2 3 2 壳体材料选择的原则【3 0 】 一、材料的比强度高 壳体结构的最低机械性质，在考虑设计安全系数后，应不低于临界工作温度 下各种载荷所要求的机械性质。 二、材料的韧性好 材料的韧性要好，确保壳体不会发生脆性破坏。通常用冲击韧性吼和断裂 韧性k ，来表征材料的韧性，前者只能相对地表征材料韧性的优劣，后者可用 以判别壳体会不会发生脆性断裂。一般地说，金属材料强度越高，其对材料的 裂纹和缺陷越敏感，亦即其断裂韧性越低。因此对金属壳体，尤其是钢壳体， 选材时不能强调高强度，还应有足够的断裂韧性。 三、能保证壳体具有足够的刚度 壳体的刚度与材料的弹性模量有关，也与壳体的形状、直径和壁厚有关。尤 其采用比强度高的材料时，更应保证有足够的壁厚，以免在外载荷作用下屈曲。 四、材料的工艺性好 材料的良好加工工艺性包括两方面内容，一是加工简单，一是适应加工工厂 的研制和生产能力。对于金属材料，要求有一定的塑性，以便冲压、旋压和锻造 成型，热处理规范简单，易于机械加工：对于复合材料，要求成形和固化工艺简 单。有利于降低生产成本，缩短生产和研制周期。 五、材料的经济性好 所选材料价格低廉，且原材料来源丰富，立足国内。例如选用或研制超高强 钢，其稀有元素尽量少用或不用镍，而多采用锰、钼、铬；复合材料的纤维和树 脂配方也应建立在国产基础上。 2 3 。3 燃气包壳体材料选择 壳体材料要保证壳体具有足够的刚度，由薄壁圆筒壁厚公式可得 掣 ( 2 1 ) 式中 燃烧室最大压力； d 燃烧室壳体直径； 第1 0 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 瓯燃烧室壳体材料的强度极限； 氏。最小壁厚； 矽压力波动系数； 安全系数； 取p 一= 2 0 m p a ，d = 2 5 m m ，= 1 5 m m ，妒2 1 2 ，2 3 ，得 q n i n = 6 0 0 m p a 由于燃气包燃烧时内壁没有绝热层，故要求材料的短时高温性能要好。根据 上述选择原则，故壳体材料选用广泛用作小型发动机壳体材料的3 0 c r m n s i a 。 2 4 燃气包推进剂的选择与装药量估算 2 4 1 固体推进剂的种类及其特性【删 固体推进剂有双基推进剂、复合推进剂和复合双基推进剂三大类。 一、双基推进剂 双基推进剂的基本成分是硝化棉和硝化甘油。 双基推进剂的比冲值在1 9 1 0 - 2 2 0 5 n s k g ，密度在1 6 0 0 k g m 3 左右，属于低 能量水平。其燃速一般在6 8 6 m p a 压强下约为8 1 2 m m s ，可调幅度不大。燃 速压强指数较高是双基推进剂存在的不足之处。由于压强指数高，燃速的温度 敏感系数一般也会高些。现在许多双基推进剂的压强指数都在0 4 以下，其中 双钻2 的压强指数小于0 3 。 双基推进剂的临界压强高，影响了发动机的结构质量，一般双基推进剂临界 压强都在3 9 2 6 8 6 之间。其中双钴1 和z n p 2 0 的临界压强较低。 双基推进剂属于热塑性高聚物，它的玻璃化温度高，在低温下使用时处于玻 璃态，脆性大，易产生脆性破裂，特别是在冲击力作用下易产生裂缝。高温下有 较大塑性，易产生变形。因此，双基推进剂使用的温度范围窄。 双基推进剂贮存性能好。由于中定剂等安定剂能吸收分解产生的n 0 2 ，延缓 老化，贮存期可在2 0 年以上。 双基推进剂燃烧产物无烟、毒性低、安定性好、能长期贮存，机械强度高， 火焰温度低，对潮湿环境不敏感。缺点是能量低，高温力学性能差、燃速压强指 数高。 二、复合推进剂 复合推进剂的基本成分是氧化剂，粘合剂和金属燃烧剂。除这些基本成分之 外，还有少量其他成分，用以改善推进剂某些性能。 第1 1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 ( 1 ) 氧化剂氧化剂的主要作用是为推进剂的燃烧提供所需的氧，同时 在粘合剂系统中作为填料增大推进剂的杨氏模量。氧化剂应具有含氧量高、生 成焓高、密度大、分解时生成低分子量气体、没有凝固相产物、化学物理安定 性好以及与粘结剂相容性好等特性。可以用作氧化剂的有过氯酸锂( l f c t o , ) 、 过氯酸钾( k c l o , ) 、过氯酸铵( n h , , c i q ) 、硝酸钾( k n o s ) 和硝酸铵( n h 4 n 0 3 ) 等。目前广泛采用的氧化剂是过氯酸铵，它具备上述大部分特性。 ( 2 ) 粘合剂粘合剂又称燃烧剂，它的主要作用是为推进剂的燃烧提供元素， 同时它作为推进剂的弹性基体把氧化剂颗粒和金属添加物颗粒粘合起来，使推进 剂能具有一定的形状和机械特性。粘合剂应具有高的生成焓、密度大良好的工艺 性能、玻璃化温度低、良好的固化性能，分解时生成分子量低的气体和化学物理 安定性好等特点。目前用作复合推进剂的粘合剂有聚硫橡胶、聚氨酯、聚丁二烯、 聚氯乙烯等等。 ( 3 ) 金属燃烧剂金属燃烧剂用以提高推进剂热量，从而提高比冲量和推进 剂的密度。这些金属添加物应具有热值高、密度大、熔点低、与其他组分相容性 好、化学安定性好等等。可以用作燃烧剂的有t 铝、镁、铍、硼、锆、三氢化铝 和氢化铍等的粉末，其中铝粉得到最广泛的应用。 复合推进剂的特点有：能量特性比较高，可直接浇铸在燃烧室壳体，燃速可 在较宽范围调节，火焰温度比双基药高，但比改性双基药低，压力指数和温度系 数都比较低，临界压力低，低温力学性能好。 三、复合双基推进剂 为了提高双基推进剂的能量，在双基推进剂中加入了过氯酸铵和金属粉末( 通 常为铝粉) 组成复合双基推进剂( c m d b ) ，又称改性双基药。经过球化处理的 硝化棉和过氯酸铵、铝粉等固体填料与硝化甘油混合溶剂配浆混合，经固化而成。 改性双基药具有如下特点：优异的能量特性、燃速较高，可以调节、低温力 学性能较差。 2 4 2 固体推进剂的选择原则【3 0 1 一、推进剂应具有所需要的能量特性 二、推进剂应具有所需要的内弹道特性 内弹道特性通常以推进剂的燃速，燃速的压力指数和燃速的温度系数来表征。 1 推进剂应具有所需的燃速 2 推进剂的燃速压力指数聆应尽量低 3推进剂的燃速温度敏系数应尽量低 三、推进剂应具有良好的燃烧特性 第1 2 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 l 推进剂的侵蚀燃烧效应低 2 推进剂正常燃烧的临界压力低 3 推进剂具有良好的燃烧稳定性 四、推进剂应具有足够的力学特性 五、推进剂应具有良好的物理、化学安定性 六、推进剂应具有最小的危险性 七、推进剂的生产经济性好 2 4 3 燃气包推进剂的选择 燃气包推进剂除了要满足一般固体推进剂的性能要求外，还必须充分满足燃 温低、燃气无腐蚀性、无毒性、燃气不含或少含固体成分的特殊要求。根据固体 推进剂选择的原则以及燃气包对推进剂的要求，双基推进剂可基本满足要求。而 双基推进剂中的双钴药的性能优于双芳镁、双石、双铅推进剂，目前被广泛采用， 燃气包选用双钴2 作推进剂，可基本满足要求。 2 4 4 装药量估算 提升机构是利用装药燃烧产生的高压燃气提供提升力的，根据理想气体状态 方程 p v = m 。r t ( 2 2 ) 得 m 。= p v ( r t ) ( 2 3 ) 对于所选的双钴2 推进剂，燃气气体常数r = 3 4 4 5 j 堙k ；提升机构总 容积矿= 3 3 0 8 5 1 0 “m 3 。为了保证提升到位，提升机构内部压力要大于所有外 界压力之和( 包括外界气压，座椅和宇航员的重力及过载产生的力，活塞的摩 擦力等，在此称之为提升机构平衡压力) 。下面对提升机构平衡压力进行估算。 在有效载荷为4 4 k g 时，实验中冷气启动压力为2 4 m p a ，可知克服摩擦等附 加因素的压力为 p = 风一警= 2 4 x 1 0 6 一器= 0 5 1 0 6 p a ( 2 4 ) 式中以提升机构活塞面积，2 2 6 1 9 m m 3 但是在实际飞行过程中，还要考虑1 2 2 9 的过载，这一过载是以力的形式 作用在提升机构上的，在这里考虑活塞刚好达到平衡时所需的提升机构内部压 强，平衡方程为 第1 3 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 乜：m ( _ 1 2 2 9 ) i - p ( 2 5 )乜2 - u ) ， 4 代入数值计算得 p ，= 2 8 4 m p a 这就是说，在考虑摩擦和过载的情况下，要保证提升到位，三室压强要大 于2 8 4 m p a 。 可列出装药质量与燃气温度的关系表 表2 1 装药质量与气体温度关系表 丁( k ) 2 3 4 81 0 0 07 0 06 0 05 0 04 5 04 0 03 5 03 0 0 1 | t p 10 4 2 60 2 9 80 2 5 60 2 1 3o 1 9 2o 1 7 00 1 4 90 1 2 8 m ，( g ) 1 1 6 2 7 3 3 9 0 4 5 4 5 4 6 6 0 6 6 8 27 8 09 0 9 由上表可知，燃气温度为推进剂绝热燃烧温度2 3 4 8 k 时，即不考虑热损失， 只需1 1 6 克推进剂；燃气温度为环境温度3 0 0 k 时，即热损失最大，需推进剂9 0 9 克。上述是两种极端情况，没有热损失的理想情况在实际中不会出现，而热损失 最大对应气体冷却至环境温度时的终态。当装药量达9 0 9 克时，即使高温燃气冷 却成冷气，其终态压力仍然可以将座椅提升到位。由于提升机构是两个燃气包同 时工作，单个燃气包的装药量可不必达到最大装药量，只要两包的药量之和大于 9 0 9 克即可保证提升到位。由此确定单包药量为“克。 2 5 燃气包主要设计参量的选择 发动机的主要涉及参量包括发动机直径、工作压力和膨胀比等。 2 5 1燃气包直径的选择 燃气包的外形尺寸主要由总体对燃气包提出的与座椅提升机构的安装要 求以及和非电传爆点火器的连接要求来定。根据缓冲装置的接口要求，燃气包 的安装形式采用外螺纹m 2 0 x l 与其连接，根据与f s j l l 3 a 钝感电起爆器的连 接要求，燃气包头部为内螺纹m 1 4 x l 。根据技术条件要求，每个座椅缓冲器并 联安装两个压力燃气包，两燃气包的中心距为2 8 r a m ，这对燃气包的外径给出 了限制，由于安装方面的原因等，外径最大处不超过2 7 m m 。在以上限定的范 围内，可根据燃气包结构质量最小原则确定燃气包直径。 燃气包的结构质量为【1 3 】 m m = m c + + b + ( 2 6 ) 式中豫燃烧室壳体质量； 第1 4 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 阴。喷管质量； 。点火器质量； 聊。其他零件质量； 由于发动机直径d 对喷管质量影响不大，点火器质量鸭。固定，其它零件质 量较小。可先忽略它们，只找燃烧室壳体质量镌与直径d 的关系。 可以将燃烧室壳体简化为一个两端为平板形封头的圆筒体，后端平板上有面 积等于装药初始同通气面积4 。的开口，且燃烧室长度等于装药长度l ，两端平板 厚度等于燃烧室壳体壁厚万，如图所示。 图2 2 燃烧室壳体简化图 则燃烧室壳体质量为 = 2 x r s l p m + 2 n r 2 碱一彳i d 溉 式中r 燃烧室壳体半径： 岛燃烧室壳体材料密度； 万壁厚； 三燃烧室壳体长度。 因为 扣钎 三：上 万只2 一么。 故 ( 2 7 ) ( 2 8 ) ( 2 9 ) 第1 5 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 = 瞥( x r 砌n 4 刁 亿 i2 一彳p p j 、7 将上式对r 求导，并令其等于零，得 ( 6 ：r r 2 - a p ) ( x r 2 4 ) = 4 万m 式中 9 压力波动系数，取1 2 。 上式可用迭代法求解，取不同的4 ，可得不同的最佳半径，如下 表2 2 燃烧室最佳半径与装药体积、通气面积关系 ( 2 1 1 ) ( c m 2 ) 0 0 l0 。0 2o 。0 5o 1o 20 。512 ( c m 3 八 2 40 2 8 20 3 2 60 3 9 90 4 6 90