推进剂的作用机理 模型
固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究
第!"卷第#期$$$$$$$$$$$$$固体火箭技术%&’()*+&,-&+./0&12345316)&+&78$$$$$$$$$$$$$$9&+:!";&:#!<<=固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究!屠秋野>，陈玉春>，苏三买>，蔡元虎>，蹇泽群!（>:西北工业大学动力与能源学院，西安$?><<?!；!:中国航天科技集团公司四院，西安$?><<!#）$$摘要：建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型，提出了燃烧室燃气与空气配比的关系，分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响，以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。
基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件，建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。
$$关键词：固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机；设计状态；非设计状态；数学模型$$中图分类号：9@AB$$文献标识码：C$$文章编号：><<=D!?"A（!<<=）<#D<A>?D<A!"#$%&’(&$)*+’,-’$.)-"#/)0&.0&*+$1/&1)**-’"-+/2"#/3&2/&45)"5E F.’D83>，GHI;J’D16’)>，-E-*)DK*.>，GCL J’*)D6’>，%LC;M3DN’)!（>:-16&&+&,O&P3(*)/I)3(78，;&(46P3Q43()O&+84316).1*+E).R3(Q.48，S.T*)$?><<?!，G6.)*；!:563U&’(46C1*/3K8&,GC-G，S.T*)$?><<!#，G6.)*）$$630"/-4"：C K*463K*4.1*+K&/3+,&(V3(,&(K*)131*+1’+*4.&)&,Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234.)/3Q.7)Q4*43P*Q/3(.R3/，*)/*(3+*4.&)Q6.V&,,’3+D*.((*4.&.)46316*KW3(P*Q V’4,&(P*(/:5633,,314Q&,1&KV(3QQ&(V(3QQ’(3(*4.&，4’(W.)3.)+34,’3+4&4*+ 43KV3(*4’(3*)/4’(W.)33XV*)Q.&)(*4.&&)463,’3+D*.((*4.&4&73463(P.46463/3Q.7),3*4’(3Q&,Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234P3(3 *)*+8Y3/:Z*Q3/&)463V&P3(W*+*)131&)/.4.&)&,1&KV(3QQ&(*)/4’(W.)3，463K.X.)71&)/.4.&)&,3N.R*+3)4Q4*4.1V(3QQ’(3*)/463 ,+&P K*416.)71&)/.4.&)&,463W+*Q44’W3，*K*463K*4.1*+K&/3+,&(V3(,&(K*)131*+1’+*4.&)&,Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234.) &,,D/3Q.7)Q4*43P*Q/3/’13/:$$7)%8&/$0：Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234（-OC50）；/3Q.7)Q4*43；&,,D/3Q.7)Q4*43；K*463K*4.1*+K&/3+$$$符号说明：$$!#$$$总温$$"#总压$$!压比$$"效率$$#"定压比热容$$$比热容比$$%质量流量$$&配比，油气比$$下标及主要截面符号$$G$$$压气机$$5涡轮$$Z燃烧室$$*空气$$,富燃燃气D固体推进剂燃烧产物$$7燃气与空气的混合气$$<远前方未受扰动截面$$!$$压气机进口$$@涡轮进口$$#L涡轮出口$$#LL压气机出口$$=燃烧室进口$$?尾喷管进口$$"尾喷管出口9:引言固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机（-OC50）是一种应用前景十分广泛的动力装置，它集传统的固体推进剂火箭发动机和吸气式涡轮发动机的特点于一体，!收稿日期：!<<#D>!D>!；修回日期：!<<=D<=D>!。
课程名称固体推进剂粘弹性力学基础
目录机械工程学院 (1)环境与生物工程学院 (27)化工学院 (36)电子工程与光电技术学院 (73)计算机科学与技术学院 (79)自动化学院 (84)理学院 (122)设计艺术与传媒学院 (136)材料科学院工程学院 (148)机械工程学院新增研究生课程大纲编号：082501B09课程名称：固体推进剂装药结构力学基础英文名称：Fundamentals of solid propellant structure mechanics一、课内学时： 32 学分： 2二、适用专业：航天工程，航空工程，兵器工程，航空宇航推进理论与工程,飞行器设计，人机与环境工程，航空宇航制造工程，武器系统与运用工程和兵器发射理论与技术等专业。
三、预修课程：工程力学，粘弹性力学，固体推进剂性能四、教学目的：通过本课程的学习，使学生掌握固体推进剂的基本理论、知识与技能，了解多种载荷作用下的承载能力和形变行为，表现为响应特性（应力一应变关系）和破坏机理准则，能够运用标准、规范和准则，开展典型载荷下的装药结构力学性能计算、分析，提高学生分析和评判固体推进剂装药完整性的综合能力，为固体年火箭发动机装药设计奠定良好的基础。
五、教学方式：课堂教学六、教学主要内容及对学生的要求：A 教学主要内容1绪论1.1 固体推进剂的基本概念1.2 固体推进剂的分类1.3 双基推进剂的组分1.4 复合固体推进剂的组分1.5 固体火箭对固体推进剂力学性能的要求2固体推进剂的力学性能2.1固体推进剂力学本构模型2.2固体推进剂应力-应变关系式2.3固体推进剂的松弛模量()E t 、蠕变模量()D t 和复模量()E t2.4固体推进剂力学特性的温度效应2.5固体推进剂的极限特性3固体推进剂装药应力、应变和变形初步分析3.1固体推进剂装药承受的载荷3.2温度载荷引起的应力和应变3.3重力和加速度载荷引起的应力和应变3.4内压力载荷引起的应力和应变3.5星孔装药的应力集中系数4固体推进剂装药的破坏分析4.1固体推进剂装药破坏的依据4.2固体推进剂装药内表面的破坏分析4.3固体推进剂装药和壳体粘结面的破坏分析4.4固体推进剂装药的变形分析4.5改善固体推进剂装药结构完整性的一些措施5固体火箭发动机装药结构完整性数值仿真5.1 Abaquas有限元分析软件简介5.2算例1—温度冲击载荷下的装药结构完整性数值仿真5.3算例2—高过载冲击载荷下的装药结构完整性数值仿真5.4算例3*—点火冲击载荷下的装药结构流固耦合特性数值仿真B对学生的要求(1) 了解和掌握固体推进剂的基本组成和力学特性；(2) 掌握固体火箭发动机装药结构完整性分析方法；(3) 能运用有限元分析软件，掌握典型载荷下的装药结构完整性数值仿真。
运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法
运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法火箭是一种能够将载荷送入空间的飞行器，它的发射过程中离不开推进剂的使用。
液体推进剂是一种常见的推进剂类型，其在发射过程中的动态特性对火箭的飞行轨迹和性能有着重要影响。
因此，准确地建模液体推进剂的动态特性对于火箭设计和控制具有重要意义。
液体推进剂主要由燃料和氧化剂组成，它们在火箭发动机的燃烧过程中发生化学反应，产生高温和高压的气体从喷嘴喷出，产生推力。
为了准确地建模液体推进剂的动态特性，需要考虑燃料和氧化剂之间的化学反应以及在燃烧过程中产生的温度和压力变化。
在液体推进剂的动态建模过程中，可以采用几种常见的方法。
一种常用的方法是基于物理原理的建模。
通过分析液体推进剂中的物质输入、输出和能量转化过程，建立微分方程模型描述液体推进剂的动态特性。
这种方法可以更准确地考虑液体推进剂在燃烧过程中的变化，但需要具备一定的物理和数学建模能力。
另一种常用的方法是基于试验数据的建模。
通过实际的发射试验，采集液体推进剂的温度、压力和流量等参数数据，并根据这些数据进行建模分析。
这种方法相对简单，但需要大量的试验数据来支持建模过程，并且对试验环境和条件有一定的要求。
除了物理原理和试验数据，还可以利用计算方法进行动态建模。
通过计算流体力学（CFD）方法，可以模拟液体推进剂在发动机内的流动过程，从而推导出液体推进剂的动态特性。
这种方法需要进行大量的数值计算，对计算机性能要求较高，但可以较为准确地描述液体推进剂的动态行为。
在建模过程中，还需要考虑到液体推进剂引起的燃烧不稳定性和不均匀性。
液体推进剂在燃烧过程中可能出现剧烈的振荡和温度不均匀现象，这对火箭的稳定性和安全性都有一定的影响。
因此，在建模过程中需要考虑这些不稳定因素，并适当引入补偿控制策略，以保证火箭的安全飞行。
总结起来，准确建模液体推进剂的动态特性对于火箭设计和控制非常重要。
通过物理原理、试验数据和计算方法相结合的方式，可以较为准确地描述液体推进剂在发射过程中的行为。
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化摘要：本文旨在构建一种针对液氧-煤油高压补燃火箭发动机的非线性稳态模型，并考虑推进剂温升和密度变化。
本文采用雷诺平均模型来描述推进剂，结合流量定理和液力学原理，建立相应的方程。
另外，考虑到推进剂温升和密度变化，本文采用不变形弹簧和体积冻结理论进行密度修正。
研究结果表明，本文构建的模型能够准确预测固定高压状态下的发动机性能参数，以及推进剂温升和密度变化对发动机性能参数的影响。
关键词：液氧-煤油高压补燃火箭发动机；非线性稳态模型；推进剂温升；密度变化；雷诺平均模型；不变形弹簧；体积冻结理论液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型可以广泛应用于航空发动机领域，特别是火箭等高效率的应用场景。
例如，考虑推进剂温升和密度变化的模型可以帮助发动机设计者准确预测火箭的性能参数。
此外，这种模型还可以应用于多种航空发动机配置中，例如核动力发动机、涡扇发动机、混合动力发动机等。
此外，考虑推进剂温升和密度变化的模型还可以更有效地预测发动机性能，例如考虑密度变化的情况下的气体动力学变化、燃烧室通道的流动变化以及沿热动力器的预压空气流量变化等。
这种模型还可以有效地准确预测发动机的性能指标，包括产生的推力、比冲以及推进剂飞行时间等。
因此，液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型应用广泛，可以有效预测发动机性能参数，从而为航空发动机设计提供良好的技术指导。
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型也可以用来优化航空发动机设计。
例如，通过对流体动力学模型进行分析，可以有效提高发动机的比冲，并通过优化发动机配置参数，如器件形式、催化剂层厚度等，来满足实际的性能要求。
此外，这种模型还可以用于模拟不同发动机参数下的工作状态，从而有效优化发动机的性能指标。
另外，液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型还可以用于评估发动机的稳定性和可靠性。
例如，可以模拟变压力比和气道连续数对发动机热和流力特性的影响，并结合实测数据进行模拟验证，从而有效评估发动机的稳定性和可靠性。
火箭推进剂的发展史ppt课件
第2课时 火箭推进剂的发展史
素养目标
1、通过对不同时期使用的火箭推进剂的分析，强化热化学反应方 程式的正确书写。能从键能及物质能量的角度认识化学反应中能量 变化的本质，并能根据化学键键能计算反应热或已知反应热求键能。 能够熟练运用盖斯定律解决热化学问题。
2、以火箭推进剂的变迁引发思考，提出燃料选择的问题，通过分 析、归纳解决化学反应热的相关问题，体会应用化学知识解决航空 科技中的实际问题。通过对火箭推进剂性能的讨论，建立综合分析 解决问题的思维模型，树立科学发展观。
课堂小结
练习与应用
某次发射火箭，用N2H4（肼）在NO2中燃烧，生成N2、液态H2O。 已知：
N2(g)+2O2(g)==2NO2(g)
ΔH1=+67.2kJ/mol
N2H4(g)+O2(g)==N2(g)+2H2O(l) ΔH2=-534kJ/mol
请写出发射火箭反应的热化学方程式。
解：
2N2H4(g)+ 2NO2(g)==3N2(g)+4H2O(l) △H3
反应Ⅰ: 2H₂O(l)+SO₂(g)+I₂(s)=2HI(aq)+H₂SO₄(aq) ΔH=-
151kJ/mol
反反应应ⅢⅡ: :2HI(aq)=H₂(g)+I₂(s)
ΔH=+110kJ/mol
思考与讨论
资料：液氢效率高，但存在很多安全问题和技术 问题；肼类物质的毒性是一大弊端。
而液氧、甲烷火箭发动性能好、比冲高、资源 丰富、成本低、无毒、无污染、使用维护方便， 代表了航天动力技术发展的方向。
成功发射了历史上首枚液体燃料火箭。这枚火箭采用液氧/汽油作
HTPB复合固体推进剂粘弹性应变能及非线性本构模型
HTPB复合固体推进剂粘弹性应变能及非线性本构模型张晓;郑坚;彭威;张前图【摘要】为了准确表征HTPB复合固体推进剂在有限变形条件下的力学性能,针对推进剂粘弹性应变能及本构模型进行研究.提出了推进剂粘弹性应变能函数和非线性本构方程的一般形式,并通过一元非线性回归方法拟合不同应变率下的拉伸试验数据,得到了材料参数关于应变率的函数,并由此建立了推进剂单轴拉伸变形下的应变能函数和本构方程,预测了不同应变率下的应力曲线,与试验结果和已有模型的预测结果进行了对比.结果表明,材料参数与应变率之间呈现幂函数关系;推进剂应变能密度随变形量的增大呈非线性单调增长,同一变形条件下,应变率越高,推进剂的应变能密度越大;本构方程可准确描述推进剂拉伸变形的应力应变关系,且尤其适用于表征低应变率下,材料在有限变形内的粘弹特性.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2015(038)006【总页数】6页(P827-832)【关键词】HTPB推进剂;应变能;非线性回归;参数函数;本构方程;变形【作者】张晓;郑坚;彭威;张前图【作者单位】军械工程学院,石家庄050003;军械工程学院,石家庄050003;军械工程学院,石家庄050003;军械工程学院,石家庄050003【正文语种】中文【中图分类】V512端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂是一种以高聚物为基体的多组分、高延伸率复合材料，具有强烈的非线性粘弹特性[1]，且推进剂的力学性能主要取决于基体。
针对高聚物非线性粘弹性行为的研究，Leaderman[2]最早指出非线性粘弹行为可以在小应变时发生，并在修正Boltzmann线性叠加原理的基础上给出了半经验公式；Ward和Onat进一步对叠加原理进行了修正，得到了非线性粘弹性的多重积分型本构关系[3]；Shcapery[4-6]、Findley[7]、Bernstein等[8]做了大量工作，分别发展了热力学本构关系、幂律关系和BKZ理论。
铝粉含量和粒度对NEPE推进剂燃速影响的模型化
对 于 固体 组分含 量 和粒 度对 推 进剂 燃 烧性 能 的影 响， 该模型 中引入 了 Ｈ ＭＸ（ Ｄ 、 Ｐ Ａ 粉含 量和 粒度 Ｒ Ｘ） Ａ 、 １ 的处 理公式 。这些 公 式是 这些 固体组 分 在燃 烧 中对 推 进剂 燃烧表 面结构 、 燃烧初 期分解产 物 和火焰 结构作 用
的 Ｎ Ｐ Ｅ Ｅ推 进剂 的燃 速公 式 如下 ：
（ ）＝１ ７ ９ ０ （ ） ｐ 厂ｌ 厂Ｄ ＾ Ｐ ｐ ． ０ ｐ ｐ ／ ‘ ＾ ‘ Ｒｘ‘ （） Ｉ ０ ＝（ ０ （ ） ／ ０ ＋ ＋ 叼 ｐ ＋Ｉ （ ） ｏ １＋ ｃ Ｈ・ ｐ ） （ｃ ｑ‘ （ ）＋ ） ２ （ ）＝（ Ｐ Ｉ—ｅ ’ ‘ Ｈ Ｒｘ ｇ ）・ Ｄ （） ３
然 也 包 含 在 这 ５类 基 团范 围 内 ， 是 该 模 型 能 够 在 这
Ｎ Ｐ Ｅ Ｅ推 进 剂及 未来 新型 高 能 推进 剂 燃 烧 性 能预 测 和
配 方设 计 中应 用 的基础 。
算 。结果 表 明 ， 乎 １０ 的计 算 结果 都 在 实 验 值 的 几 ０％
±１％范 围 内。但该 模 型 不 足 之处 是 未 考 虑 Ｈ ０ ＭＸ 和 Ａ 粉 粒度的影响 。张小平 等人 利用 遗传 神经 网络对 ｌ
偏 差 全部 在 ±１％ 以 内 ， ７ ％ 的误 差 在 １ ％ 以 内 。预 估 在 小 于 ５ Ｍ ａ下 ， 用 细 粒 度 的铝 粉 （ ５ 且 ０ ０ Ｐ 使 １—３ ｍ） 显 著 可 降低 Ｎ Ｐ Ｅ Ｅ推 进 剂 的压 力 指 数 。 关键词 ： 理 化学 ； Ｅ Ｅ推 进 剂 ； 物 ＮＰ 铝粉 ； 烧 模 型 ；燃 烧 特 性 燃
的总 结与概 括 ， 而后进行适 当 的数值 化与归一化处 理 。
牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究
牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究李道奎刘林万军（国防科学技术大学航天与材料工程学院，长沙 410073）摘要：为进行牵制释放过程中火箭贮箱的承载分析，采用各向同性的固体材料模拟液体推进剂。
论述了材料特性的选取依据，使用有限元程序NASTRAN对比分析了火箭充液贮箱的三种不同模型的模态，静态过载分析表明所采用的固体模型具有液体的相似属性，对比了在牵制过程贮箱几种模型的动力学响应曲线，并得出了贮箱在释放过程的承载曲线。
证明了推进剂模型的有效性和合理性，解决了牵制释放过程中贮箱的承载分析问题。
关键词：牵制释放；承载能力；不可压缩流体；动力学响应中图分类号：V475 文献标识码：A 文章编号：1006-3919(2008)06-0014-05Study of the model of rocket’s liquid propellant in the process ofhold-down and releaseLI Dao-kui LIU Lin WAN Jun(College of Aerospace and Material Engineering, National Univ. ’Defense Technology, Changsha 410073, China) Abstract: Simulating the property of liquid propellant by isotropic solid material for to accomplishing the ananlysis of the carrying capacity of rocket’s container in the process of hold-down and release.The parameter of the solid material’s property is discussed.the modes of three different models of the liquid filled container are analysed as compare.the analysing results of the process of static overload indicate that the solid model having the similarity with liquid.the graphs of dynamic response of the three models in the process of hold-down are compared.the graph of load that the container beared is obtained.The solid model is verified available and rational when it simulate the liquid propellant in the container.the problem of the the ananlysis of the carrying capacity of rocket’s container in the process of hold-down and release is solved.Key words: Hold-down and release; carrying capacity; incompressible fluid; dynamic response收稿日期：2008-07-08；修回日期：2008-10-06基金项目：湖南省博士后科研资助专项计划（S2007R143）作者简介：李道奎（1971-），男，博士，研究方向：计算固体力学与复合材料结构力学；（410073）国防科技大学航天与材料工程学院108教研室.第35卷第6期 李道奎等 牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究 151 引言随着航天技术领域的发展，特别是大型运载火箭的出现，世界各航天大国对火箭的稳定性和可靠性的要求越来越高，牵制释放系统作为提高火箭发射的可靠性的一种有效手段，已经在国外的大型火箭中得到了广泛的运用[1-2]，随着我国航天事业的发展，对牵制释放技术有了越来越迫切的需求。
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推进剂是一种经过特殊加工的、自身含有氧化剂和燃烧剂,能够在没有环境氧的参与下自恃燃烧产生大量炽热气体的含能材料。
推进剂是火箭发动机的能源,它通过燃烧将推进剂的化学能转化为燃烧产物的热能,完成火箭发动机工作过程中的第一个能量转换过程。
[1] 高能推进剂及原材料在经过几十年的探索研究后,因遇到种种困难,曾暂收缩了一个时期,随着军事需求的日益强烈,各国在认真分析总结经验教训的基础上,又以更务实的态度重新开始了相应的研究工作。
[2]其中应用较为广泛的是固体推进剂。
由于固体火箭推进剂本身含有可燃物和氧化剂,能在一定的外界能量激发下,可在密闭的隔绝空气的环境中燃烧,这使它区别于普通燃料。
推进剂燃烧是同时在气相、液相和固相发生的化学反应和输运过程,比一般的燃气混合物的燃烧更为复杂。
作为一种能源,也只有通过燃烧才可将其化学潜能转化为热能,最终变为弹丸或火箭的动能[3，4]。
复合固体推进剂燃烧机理及模型化研究概况：Hermance的非均相反应(HR)模型：
Hermance C,E对GDF模型加以改进。
并提出了非均相反模型[5]。
这是第一个反映推进剂凝聚相反应的影响和推进剂表面不均匀性的理论模型,也是第一个引入统计概念进行分析的模型,HR模型所考虑的物理化学过程为凝聚相反应过程和气相反应过程。
凝聚相反应过程包括遵循Arrhenius型反应的氧化剂和粘结剂的热分解反应以及氧化剂颗粒周围缝隙区域发生的粘结剂与气态氧化剂分解产物间的多相反应。
气相反应过程则为粘结剂与氧化剂分解产物问的燃烧。
HR模型认为燃烧表面由氧化剂、粘结剂和缝隙三部分构成。
则推进剂质量燃速可表示成:
显然，则与氧化剂平均横截面积直径D1、缝隙深度S和氧化剂数密度有关.根据统计分析有:
HR模型假定气相火焰位置为涉及扩散混合和化学反应长度的加和,根据不同区域的能量守恒及相应边界条件,可导出燃烧速率方程、燃面温度方程和火焰温度方程。
对三个方程联立求解,利用数值迭代方法即可求出燃面温度、火焰温度和燃烧速度。
HR模型对氧化剂颗粒周围缝隙反应的实验证据不足。
但是该模型对氧化剂多分散性质的处理以及氧化剂横截面积直径的统计处理。
[l].董师颜,张兆良.固体火箭发动机原理.北京理工大学出版社,1996
[2].王伯羲,冯增国,杨荣杰.固体推进剂燃烧理论.北京理工大学出版社,1997
[3].邢浴仁,卢众.火炸药技术现状与发展.中国北方化学工业总公司,北京1995
[4].邢浴仁,卢众.火炸药技术现状与发展.中国北方化学工业总公司,北京199
[5].侯林法编著.复合固体推进剂,宇航出版社,北京,1994
在一定条件下（温度、压力等）若炸药因热分解的作用下，反应放出的热量大于热传导（向外）所散失的热量，就能使炸药的内部发生热积累，从而使反应自动加速，温度升高，反应更快，温度更高，如此循环发展最后导致爆炸。
热作用下炸药发生爆炸的机理：
炸药分解反应放热与炸药向周围介质（环境）散失热量的平衡问题，放热速率（单位时间内由于分解反应放出的热量）：。