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1.
过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展 总被引:5,自引:0,他引:5
总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。 相似文献
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根据一种战术导弹固体火箭发动机地面和飞行试验结果,就飞行过载对燃烧室内绝热层烧蚀化影响进行了分析,并依此提出了一种燃烧室内绝热层经验公式设计方法,得出了前封头,柱段前部内绝热层飞行环境地面烧蚀碳化严重的结论,可为其他发动机内绝热层设计提供参考依据。 相似文献
3.
某导弹主动段全程横向过载条件下发动机绝热层安全性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
根据某导弹主动段全程横向过载条件,用工程计算方法对发动机绝热层的安全裕度进行宏观分析,用内流场数值计算方法进行微观分析.讨论了过载对绝热层对烧蚀时间和烧蚀量的影响,获得了危险区域.提出了加强措施,确保发动机绝热安全性. 相似文献
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固体火箭发动机前封头内绝热层在飞行加速过程中的烧蚀率是地面静止试验的1.0 ̄2.3倍。概述了国外在飞行加速对烧蚀影响这方面的研究结果,对国内3台固体火箭发动机内绝热层烧蚀率进行了估计和分析,认为,由于绝热层设计安排裕度比较大,因而这三种发动机飞行条件下的烧蚀仍在安排范围之内。 相似文献
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一种战术导弹固体火箭发动机地面和飞行试验结果表明,它在飞行加速过程中,前封头及圆柱段前段的烧蚀率静止试验烧蚀率的1.26和1.16倍,在此基础上,提出了这种发动机燃烧室内绝热层设计的经验公式,并应用于一种结构及材料相似的新型发动机绝热层设计中,预估了其飞行环境下内绝热层安全余量。 相似文献
8.
为了深入研究固体火箭发动机在飞行过程中前封头内绝热层碳化烧蚀率增大的机理和规律,国内外学者设计和研制了多种实验装置。本文在概述各种实验装置的基础上,进行比较分析,认为用烧蚀发动机在旋转实验台模拟飞行加速度开展绝热层烧蚀实验研究是一种经济实用的方法。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(5)
为保证发动机能在恶劣的环境中运行,在绝热层的设计中,绝热层的厚度将直接影响着发动机结构的稳定性,而绝热层的烧蚀预估对于绝热层厚度的合理设计非常重要。为解决固体火箭发动机三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层烧蚀性能工程预估问题,结合固体火箭发动机内两相流动的环境特点,以热化学烧蚀三方程模型和扩散化学动力学双控制机制为基本数学模型,以炭化层表面孔隙率为耦合参数,并综合考虑气流和粒子的侵蚀效应,建立了绝热层多因素耦合烧蚀模型的控制方程。通过对控制方程的隐式求解和对绝热层温度分布以及烧蚀线、炭化线、热解线位置的综合分析,获得了两相环境下EPDM绝热层的理论炭化烧蚀率。所得烧蚀率与实验结果对比,误差小于10%,表明给出的烧蚀预估方法可用于固体火箭发动机两相环境下EPDM绝热层烧蚀工程分析。 相似文献
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提出了固体火箭发动机绝热层烧蚀性能的试验评估方法,建立了在不同燃气参数和绝热层材料有缺陷条件下的烧蚀模型及烧蚀率经验公式,并对绝热层烧蚀率影响程度进行了分析,为绝热层设计提供了依据。 相似文献
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芳纶纤维和丁腈橡胶体系绝热层新配方的研制 总被引:1,自引:0,他引:1
采用含卤-锑的阻燃剂,芳纶纤维代替石棉纤维,研制了耐烧蚀的丁腈橡胶绝热层新配方(D210配方)。试验研究了芳纶纤维用量、卤-锑阻燃剂用量及纤维排布方向对绝热层烧蚀性能的影响;研究了增塑剂用量对绝热层玻璃化温度的影响。结果表明,芳纶纤维用量为4份时,绝热层烧蚀性能最佳,线烧蚀率为0.051 mm/s,质量烧蚀率为0.069 g/s;在选定的阻燃剂用量范围内,阻燃剂对绝热层烧蚀性能影响不大;所选增塑剂用量为20份时,玻璃化温度Tg可达-40℃。试验还对绝热层力学性能、硬度、粘接性能、比热容、导热等性能进行了测试,表明新研制的耐烧蚀橡胶有可能成为替代传统的石棉纤维和丁腈橡胶体系的固体火箭发动机燃烧室内绝热层。 相似文献
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固体火箭发动机内绝热层烧蚀分析 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了一种固体发动机内绝热层的化学烧蚀模型。模型考虑了发生在绝热层烧蚀表面的五种化学反应。绝热展在烧蚀过程中按材料物性变化情况分为碳化层、原始材料层,中间假设为一热解面。在内绝热层烧蚀模型中建立了内绝热层表面烧蚀过程的能量和质量的平衡关系,并运用动边界热传导差分求解出绝热层内部的温度场。用该模型对一种固体发动机内绝热层的烧蚀进行了计算,其结果与发动机试验解剖测量值基本相符。 相似文献
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侏儒导弹第一级发动机在初期全尺寸研制阶段曾进行过数次热试验,其后封头绝热层烧蚀情况与根据流场模型预测的结果十分吻合.但在全尺寸研制阶段,由于发动机加长了35%,试验结果表明,其后封头烧蚀率增大200%~300%.本文叙述这两阶段发动机绝热层烧蚀情况,以及所采取的改进措施和结果. 相似文献
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针对固体火箭发动机高浓度颗粒流冲刷下的粒子侵蚀绝热层问题,运用Standard k-ε湍流模型和颗粒轨道模型对某型地面模拟过载试验发动机进行三维两相流数值模拟,分析两相流场特性,基于Oka粒子侵蚀模型计算某型EPDM绝热层的粒子侵蚀率,并与7次地面模拟过载试验发动机粒子侵蚀试验结果进行对比。数值结果表明,该粒子侵蚀模型可靠且精度有保证,能够正确预示绝热层粒子侵蚀特性;计算与试验所得的侵蚀率分布范围基本相同,计算所得最大侵蚀率偏大,最小相对误差4.69%,平均相对误差约13.89%;但侵蚀分布特征与试验结果不完全一致,分析认为粒径分布数据与真实值的偏差是侵蚀分布特征存在差异的主要原因。研究结果可用于工程中EPDM绝热层高浓度颗粒冲刷下的粒子侵蚀分析,能够为固体火箭发动机绝热层设计及热防护可靠性研究提供参考。 相似文献
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高过载条件下固体发动机内流场及绝热层冲蚀研究 总被引:19,自引:7,他引:19
针对Ф315mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点,进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法,对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟,分析了纵、横向载荷对两种发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响;应用绝热层炭化冲蚀和两相流粒子热增量模型,分析了实验发动机在多种纵、横向过载作用下的绝热层冲蚀规律。在与Ф315mm实验发动机结果对照后,修正了炭化冲蚀计算所需参数,进一步预示了发动机的三维两相流场和炭化冲蚀率,并在35gn过载下分析了推进剂含铝量对粒子聚集密度和炭化冲蚀的影响。计算结果为发动机故障分析和实验发动机试车结果评定提供了理论基础。 相似文献