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嵌金属丝端燃药柱固体发动机水下点火数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为探讨降低固体火箭发动机水下点火初期推力峰值的方法,通过对燃气采用常微分控制方程、对嵌金属丝采用一维传热方程、对端燃药柱采用二维轴对称传热方程、对燃气泡采用球形气泡模型,就嵌金属丝端燃药柱发动机水下点火的工作过程进行了数值模拟研究。算例结果显示,发动机水下点火初期的推力峰值小于稳定工作推力,初始燃面积对推力峰值影响较大,发动机达到稳定工作推力所需时间随药柱直径的减小而迅速减小,发射深度的变化对推力达到稳定状态所需时间影响很小。 相似文献
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提出了一种根据静止试验压强,推力一时间曲线分析串装药柱单室双推力固体发动机性能的方法,用以计算其在助推段与续航段的特征速度C,比冲I,燃去药柱质量m,和推进剂燃速r等参数。此方法比实例验证可行,从而为完善这类发动机的性能分析提供了依据。 相似文献
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固体火箭发动机的推力受药柱燃面制约,工作过程中想改变其大小是困难的。根据发动机的工作压强和推力公式:p_c=(ap_pc~■A/A_s)~(1/(1-n))(1)F=C_FP_cA_s(2) 相似文献
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应用固体火箭发动机的X—射线照相技术浇铸推进剂药柱中出现的裂纹或推进剂与衬里之间的脱粘以及在推进剂药柱内存在的细小气孔、气泡等都会引起火焰压力峰局部升高。这会导致不希望的发动机压力升高。产生这种现象的原因是由于推进剂燃烧面积增大所造成的。压力升高会改变正常的推力—时间和压力—时间曲线。甚至于压力升高到超过了允许的范围而使结构破损。 相似文献
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为了分析固体发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移水平,采用加速老化试验,得到该推进剂松弛模量随贮存时间的变化规律;考虑固体导弹发动机的实际贮存情况,探讨了有限元计算中处理发动机滚转的方法;应用三维粘弹性有限元分析方法,对贮存一定时间后的发动机进行了数值仿真,从中获得发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移情况。计算结果表明,固体发动机每0.5 a定期翻转,蠕变基本回复到原来的3%以内,药柱的位移增加不大,说明贮存过程中每0.5 a翻转1次是一种好方法,可为固体发动机的设计和使用提供参考。 相似文献
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固体火箭发动机(SRM_S)中实际的稳态压力——时间历程经常不遵循用经典方程和方法所预示的曲线形状。每个发动机偏离预示压力的最大幅度和时间均不相同。对具有圆柱和星孔形状的分段推进剂药柱的航天飞机固体火箭发动机,本文提出了关于这种偏差的数据。本文对端面燃烧药柱的有关类似情形的数据也进行了讨论。 相似文献
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战术导弹用单室双推力固体发动机中的双燃速同轴药柱,传统装药是采用将两种不同燃速的推进药浆分两次浇注,两次固化的工艺。这种装药工艺生产周期长,效率低,成本高。新的装药工艺是采用隔离筒技术,先将一定尺寸的隔离筒安置在发动机壳体内,再将两种不同的推 相似文献
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针对研究固体火箭发动机药柱出现裂纹前、后药柱内应力/应变场的需要,提出利用奇异单元和生死单元技术模拟含三维裂纹药柱的新方法,并利用该方法对固体火箭发动机三维非贯穿裂纹进行模拟,分析药柱裂纹附近区域应力分布的规律。结果表明,该方法便捷有效,尤其适用于对比研究裂纹、脱粘等药柱缺陷引起的应力释放和应力分布的变化。 相似文献
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以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例,通过建立翼柱形药柱的计算模型,固体火箭发动机的能量模型,提出了翼柱形药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法,根据得出了计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小,确立了各设计变量的最佳值,该方法还可用于其他型号的翼柱形药柱的优化设计。 相似文献
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以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例,通过建立翼柱形药柱的计算模型,固体火箭发动机的能量模型,提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法,根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小,确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(5)
将具有颠覆性的增材制造技术(3D打印技术)应用于复合固体推进剂领域,相比于传统设计和生产工艺,增材制造技术不受装药芯模限制,可设计生产出药型结构复杂、推力可变的药柱,能够大幅缩短工艺周期,提高生产效率和安全性,并有望实现一体化打印成型。综述了国内外增材制造用复合固体推进剂配方设计及药柱性能、增材制造工艺、增材制造系统方面的研究进展。由于复合固体推进剂药浆的粘性和含能特点,目前大部分研究聚焦在材料挤出成型工艺改进及其相应的复合固体推进剂配方调试、打印药柱的性能提升方面。亟需解决大型复杂药柱配方设计、固化时间长、药柱易变形等一系列问题,以实现复合固体推进剂增材制造工程化应用。 相似文献