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立式混合机桨叶运动轨迹分析 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍利用坐标变换原理建立双桨行星立式混合机桨叶运动轨迹数学模型的方法及利用计算机绘制桨叶运动轨迹的技术,并以该数学模型分析了空心桨叶棱边与锅壁最小间隙的分布规律,同时分析了公转和自转变比不同时,桨叶和锅壁间死区对被混物料混合效果的影响 相似文献
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对推进剂混合过程安全性进行了研究。以立式捏合机混合为实例,分析了扭矩变化规律,得到了混合过程扭矩变化最大值峰出现在固体料加完的工步,也是危险性较大的工步;发现了混合机加料过程扭矩随固体含量增加为二次曲线函数,拐点为固体含量85%,超过此值扭矩值变化增长迅速,提出高固体含量配方加料模式;验证了抽真空工艺、固化剂加入前后粘合体系交联反应对扭矩的影响;采用经验公式拟合出扭矩与混合量呈三次曲线函数关系、与转速呈线性关系来预示需控制扭矩值;以求安全、保质量为最佳混合工艺指导推进剂生产。 相似文献
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为揭示立式捏合机桨叶几何结构参数与混合釜流场之间的关系,以1 L两桨立式捏合机为研究对象,采用计算流体力学ANSYS Fluent 14.5软件对立式捏合机进行了三维模型仿真研究,分析了桨叶结构参数(桨桨间隙、桨叶螺旋角)的改变对混合物料挤压应力和剪切应力的影响。结果表明,增大桨桨间隙可减小桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨螺旋角分别为40°、45°、50°,桨桨间隙由1.0 mm增加到3.0 mm,挤压应力、剪切应力分别平均减小了82.4%、57.23%;增大桨叶螺旋角可增大桨叶对混合物料的挤压应力和剪切应力,空心桨间隙分别为1.0、2.0 mm,桨叶螺旋角由35°增加到55°,挤压应力、剪切应力分别平均增加了92.8%、55.7%。 相似文献
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本文介绍了混合功能的类型和混合程度的判定评价方法—混合度,论述了第1次和第2次混合机的分类、性质和应用,以指导用户选择和使用,指出了今后混合机的发展和应用方向。 相似文献
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随着固体火箭尺寸的增大及推进剂能量的提高,使用连续混合工艺制造推进剂有可能降低由混合机尺寸所引起的危险,同时提高了生产率。另一方面,连续混合工艺亦象其它连续化学工艺一样可以节省开支。由于固体推进剂是结构材料和弹道的产物,其机械性能和弹道性能的重现性是很重要的。本文论述了如下问题: 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(1)
对推进剂装药混合工艺中安全扭矩的预定值进行了研究。混合过程中扭矩主要影响因素是作用在桨叶上的摩擦动能矩。采用动能矩模型公式,建立了药浆敏感度、混合机大小、装药量、混合机扭矩与转速的因果关系,计算出某高燃速(34 mm/s) HTPB推进剂在某大型混合机混合爆炸扭矩曲线的动能矩值。模拟推进剂药浆状态,测试出药浆敏感度的最低概率爆炸动能矩,得到了模拟动能矩与混合机动能矩两者的校正倍差值4.38,经25 L、600 L混合装药的扭矩安全性验证。探索出测试推进剂药浆物态的感度,转换为混合机动能矩的方法;确定混合中药浆的安全"门槛值"、控制预(报)警值、爆炸危险点动能(或扭矩);获得预测装药混合工艺扭矩的安全值,为避免混合受力爆炸事件提出了一种理论指导依据。 相似文献
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冲击作用下推进剂变形的流固耦合分析方法 总被引:1,自引:0,他引:1
固体火箭发动机的点火过程是一个复杂多变的理化过程,具有时间短、升温、升压梯度大等特点。针对固体火箭发动机点火过程中的装药结构完整性问题,文中建立了一套用于分析冲击作用下固体推进剂变形现象的仿真模型。采用RANS和ALE方法,分别对流体域和固体域进行求解,以两场独立交叉耦合迭代的模式实现了仿真过程。以一个推进剂冷流冲击实验作为算例,对仿真模型进行了验证,计算值与测量值间误差不超过10%,仿真模型计算可靠,具有向固体火箭发动机实际点火过程拓展的价值。 相似文献
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本专利叙述一种含羟基聚丁二烯聚合物和固体氧化剂的高固体含量固体推进剂新配方。这种推进剂的改进是在配方中加入一种少量的有效化合物,提高其适用期,并降低药桨粘度。添加的化合物是从通式为(?)或(?)的化合物中选择的,式中 R 为氢、ω—羟烷基、苯基、环已基,(?)R′为ω—羟烷基或羟苯基;R″为烷基;R′″为烷基或芳香基;m 和 n 为1~20的整数。本发明还叙了述这种固体推进剂配方的拟定方法以及浇注和固化。 相似文献
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中国从1958年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求,促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术,安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件,同时为中国卫星发射提 相似文献
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用拉氏量计和分析技术研究固体推进剂冲击波作用过程 总被引:1,自引:0,他引:1
本文建立了适合于研究固体推进剂冲击波作用过程的拉氏量计和分析技术,应用这种技术能清楚地表现固体推进剂内部状态变化过程和化学反应过程。并用这种技术研究了聚硫复合推进剂、丁羟复合推进剂、双基推进剂和改性双基推进剂冲击波转爆轰和爆轰过程。结果表明,复合推进剂与双基和改性双基推进具有明显不同的状态变化过程和化学反应过程。 相似文献
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高能固体推进剂技术未来发展展望 总被引:27,自引:5,他引:22
在分析研究现代固体推进剂技术发展的基础上,归纳总结了固体推进剂技术的发展规律及技术创新本质。结合国外发展现状,提出了高能固体推进剂技术未来发展的主要方向及重点。 相似文献
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为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 相似文献
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近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。 相似文献