共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
2.
采用有限元素法对固体火箭发动机喷管扩张段进行了刚度特性分析,并从刚度出发提出了控制喷管推力方向的作动力方向的优化问题。最后,对某发动机喷管进行了分析。 相似文献
3.
固体火箭发动机喷管扩张段粒子冲刷流场分析 总被引:1,自引:0,他引:1
某翼柱形药柱固体火箭发动机喷管扩张段出口部位在试验后出现了与药柱翼槽位置相对应的冲刷痕迹,为了研究Al2O3粒子对喷管扩张段的冲刷规律,对喷管型面改进提供依据,对比了不同湍流模型、颗粒轨道模型对形成冲刷痕迹的影响,分析了发动机喷管扩张段两相流场特征,确定了形成冲刷痕迹的粒径范围,判断了冲刷痕迹的形成时间,提出了喷管型面改进方案。结果表明,喷管扩张段的冲刷痕迹形成于发动机工作的15 s时刻之前,主要由药柱后翼燃烧产物中颗粒粒径分布为10~16μm区间的粒子造成,改进后的喷管型面可有效降低粒子对喷管扩张段的冲刷。 相似文献
4.
《固体火箭技术》2021,44(2)
固体火箭发动机喷管扩张段型面直接影响喷管内燃气膨胀和壁面压力分布,优化扩张段型面参数是提高喷管效率的有效途径。采用欧拉-拉格朗日数值方法仿真分析了椭圆-三次曲线型喷管在扩张段不同出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比等型面参数下的两相湍流特性及推力性能,数值模拟与基准型面喷管试验结果对比良好。不同型面参数喷管计算结果对比显示,出口半角对喷管推力影响较小,而初始扩张半角对其影响相对明显。流场特性分析表明,扩张段不发生内激波相交时,因避免燃气二次压缩而有利于提升喷管推力。与基准型面喷管相比,适当增大初始扩张半角和减小出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。此外,固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管出口轴向速度积分增长较快,推力收益增速明显。固定长径比,扩张比增大能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加,导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。 相似文献
5.
喷管复合材料扩张段的阵地超声探伤研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了用超声干耦合单面检测方法对固体发动机喷管复合材料扩张段进行阵地探伤的可行性和判伤标准,探讨了方法对扩张段的探测能力及检测试验件的最佳检测工艺条件,并给出了实验结果。 相似文献
6.
针对某型号发动机喷管扩张段壳体结构,建立了高精度三维扩张段热结构FEM模型,计算了喷管工作时扩张段壳体结构在承受高温、高压以及作动器外载的联合作用下,结构的应变及位移分布规律,并与全尺寸发动机喷管热联试的试验结果作对比。结果表明:热结构仿真计算与试验结果吻合较好,其中关键承载部位应变最大误差小于15%,验证了热结构仿真模型准确性及精度,可以用于工程上扩张段壳体热结构强度校核。在此基础上,以环/母向筋条数量为设计变量,采用First-order优化方法对喷管扩张段壳体结构进行减重优化设计,在满足强度和刚度要求的前提下实现了目标结构约30. 8%的有效减重。以上计算结果对于固体火箭发动机喷管扩张段壳体结构设计优化,准确预估结构安全裕度有着一定的参考价值。 相似文献
7.
从大量的喷管扩张段型面优化计算结果分析中得出:扩张段型面的曲率分布是影响喷管扩张段气动损失的主要因素,对于给定喷管长度、面积比和出口半角的喷管扩张段型面的近似优化,可根据型面曲率均方差最小来确定.许多算例表明,近似优化型面的相对比冲损失不大于优化型面的0.15%. 相似文献
8.
《火箭推进》2018,(6)
针对组合循环发动机双流道轴对称环形喷管提出了一种可调方案,开展了特定工况下喷管三维流场数值仿真,与固定喷管、无扩张段喷管进行了对比。结果表明,通过环形喷管特定型面外壁沿轴向前后移动,可实现喷管喉部面积、面积膨胀比的连续调节,有效提高喷管推力性能;在Ma2~5典型工况下,可调喷管推力系数均大于0. 93,最高约0. 974;固定喷管在非设计点无法匹配发动机需求,可调喷管由于可调节喷管喉部面积,其流量可做到与发动机上游流量准确匹配。采用固定喷管,其流量相对可调喷管最大偏差可达50. 6%;环形可调喷管推力系数总体高于固定喷管和无扩张段喷管。相同工况下,可调喷管较固定喷管推力系数提高最高约31%,较无扩张段喷管推力系数提高最高约14. 6%。 相似文献
9.
10.
超音速分离线喷管作为一种新型可动喷管,在机械结构、流场分布、推力性能等方面具有不同于传统可动喷管的特点。由于具有偏转放大效应特点,在执行矢量控制时超音速分离线喷管性能较明显优于传统喷管。为了讨论其推力效率受不同因素影响的变化规律及作用机理,对不同摆角下超音速分离线喷管受不同因素影响的内流场开展数值仿真研究。结果表明:在给定的设计参数下,分离线间隙尺寸的增大对推力效率具有减益性,超音速分离线喷管在执行矢量控制时具有较高的推力效率;同时,相较于锥形扩张段,钟形扩张段喷管有着更好的推力效率。 相似文献
11.
喷管扩张段绝热层的烧蚀计算 总被引:7,自引:2,他引:7
固体火箭发动机喷管的烧蚀预示是喷管结构分析的重要一环,本文用有限元法计算了喷管扩张段绝热层的烧蚀,计算中了对流换热1、材料热解及烧蚀吸热。计算结果与发动机热试车解决结果相近。 相似文献
12.
13.
通过计算喷管的温度场和应力场,描述了扩张段在发动机工作过程中温度和应力的变化规律.首先,将燃气流简化为一维等熵流,以确定喷管内的温度和压强分布.基于轴对称有限元模型,计算了扩张段瞬时温度场.然后,将温度场结果导入到结构热应力分析中,分别计算了扩张段的粘接界面接触合力、轴向拉应力和压应力、层间剪切应力随时间变化规律.最后,与螺纹连接的C/C喷管进行对比,得出在目前材料体系下,锥形套式连接的C/C喷管设计是一种较优化的结构设计. 相似文献
14.
锥形套式连接C/C喷管扩张段温度场与应力场分析 总被引:1,自引:0,他引:1
通过计算喷管的温度场和应力场,描述了扩张段在发动机工作过程中温度和应力的变化规律。首先,将燃气流简化为一维等熵流,以确定喷管内的温度和压强分布。基于轴对称有限元模型,计算了扩张段瞬时温度场。然后,将温度场结果导入到结构热应力分析中,分别计算了扩张段的粘接界面接触合力、轴向拉应力和压应力、层间剪切应力随时间变化规律。最后,与螺纹连接的C/C喷管进行对比,得出在目前材料体系下,锥形套式连接的C/C喷管设计是一种较优化的结构设计。 相似文献
15.
16.
《固体火箭技术》2021,44(5)
为研究固体火箭发动机斜切喷管流场与推力特性,采用非定常可压缩N-S方程与Realizablek-ε湍流模型相结合的方法,并运用混合网格技术,对不同角度斜切喷管的流场特性与推力特性进行数值模拟研究。结果表明,对于斜切喷管发动机,当喷管入口采用倾斜安装形式时,会存在一定的质量流量损失,喷管实际质量流量为理论流量的0.938;对于不同角度的斜切喷管,喷管喉部与喷管扩张段对称结构部分的速度场分布状况基本相同,而在喷管扩张段非对称部分,速度场分布存在一定的单边现象;当喷管斜切角度从45°增大到90°时,喷管轴向推力Fx线性增大,侧向推力Fy线性减小,推力偏转角度则从2.323°减小到0.063°,但对发动机喷管中燃气的质量流量与喷管总推力的影响不大。 相似文献
17.
18.
19.
20.
采用连续介质模型和分子运动模型系统地研究了二维微喷管内的流场及推力特性,重点考察了连续介质模型的适用性、微喷管工作条件和几何结构对流场结构和喷管性能的影响。研究结果表明,在努森数不大时,两种方法的结果基本符合。当努森数大于0.045时,连续介质模型与分子运动模型模拟结果差异较大。微喷管的推力和喉部雷诺数与喷管的入口压力、喉部宽度近似成线性变化;微喷管收缩角、扩张角给定时,其扩张段的长度仅影响推进性能,对流场结构影响较小。在喉部尺寸和扩张比一定时,扩张角为22度的微喷管推进性能最佳。 相似文献