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固体火箭振动特性的分析,无论是理论方法还是试验方法,都可归结为固体火箭发动机振动特性分析问题.本文采用4节点薄板壳单元有限元方法,计算了发动机壳体的固有振动特性,计算值与试验值相符较好. 相似文献
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固体火箭发动机轴向冲击响应有限元分析 总被引:1,自引:1,他引:1
对固体火箭发动机固有频率和模态进行了分析,用大质量法将轴向加速度冲击载荷转化为轴向力载荷对模型进行加载,计算了固体火箭发动机的轴向冲击响应,并与试验结果进行了对比分析。计算结果与试验吻合,说明大质量法加载可行。发动机壳体应力较其他部位大,但远未达到强度极限,药柱应变比其他部位大,但数值很小。 相似文献
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本文运用固有频率灵敏度分析方法,视固体发动机为梁模型,推导出其固有频率灵敏度计算公式,并给出一个发动机结构参数灵敏度计算的实例。 相似文献
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固体火箭发动机的比冲预示 总被引:1,自引:0,他引:1
固体火箭发动机的实际比冲预示已有许多计算方法.然而对空—空导弹这类小型发动机,用这些计算方法,均不能准确地预示其发动机的实际比冲。本文在收集国内外大量发动机试验数据的基础上,编制了计算程序,得到发动机实际比冲计算的通用公式。用该式预示的发动机比冲与其试验比冲相比较表明,准确度较高,相对误差在3%以内,可用于固体火箭发动机,尤其适合于空—空导弹小型发动机的实际比冲预示。 相似文献
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固体火箭发动机技术发展和面临的关键技术问题 总被引:1,自引:0,他引:1
《固体火箭技术》2021,44(1)
通过对国内外先进固体火箭发动机进行研究,从战略导弹、战术导弹、航天运载用固体火箭发动机及超音速高超音速固体组合动力四个方面着手,总结与分析了国内外固体火箭发动机的技术特点及技术水平,据此提出了固体火箭发动机的技术发展方向,并指明了各领域固体火箭发动机及固体组合动力面临的关键技术问题,探讨解决关键技术的主要途径,以期为我国固体火箭发动机技术的发展提供参考。 相似文献
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固体火箭发动机非线性不稳定压强振荡信号存在明显的多阶模态共存现象,且各个模态幅值随时间变化特性不同,模态之间存在振荡能量的传递与演化过程。为研究非线性燃烧不稳定模态间能量传递的演化规律,首先需要对振荡信号进行准确的模态分解。基于变分模态分解(VMD)方法,提出了一种可用于固体火箭发动机非线性不稳定振荡信号的自适应模态分解方法SPSO-VMD,解决了传统VMD方法无法自适应问题,在提高信号分解精度的同时极大的降低了计算时间。基于该方法,对典型的非线性燃烧不稳定信号的各阶模态进行了分解和分析。结果表明,该方法能准确地获得非线性燃烧不稳定振荡信号中各阶模态的频率和幅值,频率误差为0,幅值误差小于0.5%。最后,将该方法应用于真实发动机振荡数据获得了各阶模态幅值信息,为后续各阶模态之间能量传递演化研究提供了关键、准确的数据支撑。 相似文献
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随机振动下固体火箭发动机的疲劳破坏分析与疲劳寿命准确预测一直是困扰固体发动机设计的难题。通过模态分析、随机振动分析和基于高斯分布的三区间法、Miner疲劳累积损伤理论进行的疲劳计算,仿真分析了一种特种结构固体发动机燃烧室经过随机振动试验后的疲劳破坏规律及影响因素。结果表明,发动机燃烧室在经历径向随机振动激励时,结构响应最大,最大等效应力位于与燃烧室壳体交界附近的装药杯支撑杆上,是发动机燃烧室的最薄弱处;发动机燃烧室存在90、294、411 Hz三个共振频率,设计时要注意避开。极限随机振动试验表明,振动60 s时,燃烧室未发生疲劳破坏,而振动15 min发生了疲劳破坏,这与仿真的结果是吻合的,验证了数值振动模型和疲劳破坏计算方法的有效性,可为预测固体火箭发动机的疲劳破坏和疲劳寿命提供参考和指导。 相似文献
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本文简述了单级双推力固体火箭发动机的主要特点和早级导弹改型的希望,说明单级双推力固体发动机是单级改型导弹的理想动力装置。此夕I、,还以某近程低空导弹为例,将其原单级固体发动机改为单级双推力固体发动机,对计算结果进行了分析比较。 相似文献
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固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿真技术及燃面通用计算方法 总被引:3,自引:0,他引:3
采用实体造型方法进行固体火箭发动机药柱三维复杂内腔推移的仿真和燃面计算,为固体火箭发动机设计提供了前所未有的设计分析手段,减少了计算的繁琐和困难.这种方法能够分析的装药结构形式十分广泛,与现有的燃面计算方法(内弹道计算法、有限元素法、边界拟合坐标法)比较,具有输入简便灵活、几何燃面计算准确、输出信息完备等优点. 相似文献
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常规固体火箭振动模态特性分析中不考虑推进剂粘弹性的影响,实际上在飞行过程中推进剂的粘弹性会使固体火箭呈现复杂、变化的模态特性。飞行过程中,一旦结构的某阶模态与燃烧室声腔发生耦合振动,就有可能诱发燃烧不稳定,因此有必要掌握全箭实时模态参数。针对粘弹性推进剂使得火箭飞行过程实时模态参数难以预测的问题,提出了一种数值仿真模型修正方法,以空、满载固体火箭地面模态试验结果与仿真结果进行对比,证明了方法的准确性。对空、满载火箭模态参数进行对比还可以发现,当推进剂厚度随着燃烧逐渐变薄,全箭在弯曲振动中,发动机壳体的截面变形逐渐增大;发动机呼吸振动幅值也随之变大。在已知燃面退移量的前提下,可准确预示全箭在飞行过程中的实时模态参数,极大提升了固体火箭在飞行过程中的振动问题的分析及排查能力。 相似文献
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本文建立了一种固体发动机绝热层烧蚀模型,给出了4台发动机试车后绝热层的剖析和计算结果,分析比较后认为这种烧蚀模型比较符合实际,最后介绍了利用这种模型设计发动机燃烧室各部位绝热层厚度的方法。 相似文献
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火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射模态和亚燃冲压模态的工作特点,通过迭代计算使进气道、混合段、燃烧室之间的参数耦合,实现了对RBCC发动机引射模态与亚燃冲压模态性能的快速分析。文章通过算例验证了算法的可行性,并通过与文献结果的对比验证了计算结果的可信度。 相似文献