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无喷管发动机内弹道性能简化计算方法 总被引:2,自引:0,他引:2
在分析一维准定常加质管流流场的基础上,从工程设计应用的角度出发,总结了大量的无喷管发动机的试验数据,归纳出一组半经验的无喷管发动机内弹道性能简化计算公式.应用表明,该组公式可以较精确地预示无喷管发动机的性能,又可方便地用于无喷管发动机的初步设计. 相似文献
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利用发动机缩比模型,采用流动显示技术,研究了航天飞机固体火箭发动机的内流场,模型包括燃烧室后段、后封头及摆动喷管的收敛段,用均匀分布的水流通过模型燃面,模拟了点火后三个不同时刻的实际燃面所产生的加质流对流动的影响,结果发现,流动因阻燃层存在而产生的涡流大为减少;减少部分阻燃层时,所产生的回流也是有限的;当燃烧室后部没有装药时,观察到了很强的回流。 相似文献
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火箭发动机喷管的工作环境极为恶劣,固体火箭发动机在热试状态下经常会出现因喷管喉衬加工过程中的工艺缺陷导致的开裂失效事故。针对某型固体火箭发动机试车后喷管喉衬断裂现象,基于真实裂纹形貌进行建模,并开展发动机典型工作时刻下的三维两相数值模拟,旨在获得喷管喉衬不同断裂间隙内流场温度、压强、热流密度与速度场分布及对比情况。研究结果表明:喷管喉衬断裂间隙中温度远高于喷管内流场中的温度,间隙较大处压强高于间隙较小处,燃气进入断裂间隙后速度迅速降低,且在间隙中形成多处回流,凝相粒子主要集中在中央流道,没有凝相粒子进入断裂间隙,靠近喷管壁面断裂根部热流密度最高。 相似文献
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可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。 相似文献
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对Rao喷管型面(一种最大推力喷管型面)计算方法进行改造,使之在附加了最大推力鸡束条件(给定喷管出口直径)的情况下确定最大推力喷管型面,用这个方法给出了与某个已知喷管型面有相同的结构约束条件的喷管型面,本方法不同于其它方法的根本特点是:能为喉部具有平直段的喷管计算最大推力型面,对给定喷管出口半径时的设计条件很适用。 相似文献
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内喷管间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
为了了解内喷管间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响,提出了对应着同一个内喷管的三种不同间隙宽度的塞锥。采用数值模拟的方法,得到了不同间隙宽度的线性塞式喷管在不同工况下的流场和性能。比较了不同间隙宽度对线性塞式喷管性能的影响,结果表明:增加内喷管间隙会增大线性塞式喷管的面积比和设计压比;内喷管间隙变宽,塞锥表面的压强下降,塞式喷管的性能下降,间隙宽度增大一倍,塞式喷管性能下降1%~3%。另外在计算过程中发现,内喷管的性能是整个线性塞式喷管性能的主要组成部分,占了整个塞式喷管性能的三分之二以上。 相似文献
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带反喷管固体火箭发动机地面实验时,在其反向喷管打开后,激波进入主喷管情况下,会给数据处理带来困难。文中介绍了根据地面实验数据分析反喷管在高空提供的反推力,为带反喷管发动机地面实验数据处理提供了简便的分析方法。 相似文献
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运用美国联合陆海空军和国家航空航天局(JANNAF)提出的二维动力学模型修改版,我们进行了火箭喷管参数计算。本文对火箭发动机中能量释放效率作了定义,并将喷管上能量损失分为发散、摩擦和动力学损失。喷管特性设计参数与这些损失的关系也进行了研究。另外,也考虑到了喷管中激波和热损失对喷管效率的影响。喷管能量损失的确定运用了 SSME 和 Vulcan 发动机的喷管型面,后一发动机是未来运载火箭的组成部分。火箭的设计参数由推力、室压、混合比、喷管面积比和喷管几何形状确定。所有这些参数都有系统的变化,本文阐述了它们对喷管效率的影响。这些效率做为数据库用于未来运载火箭进一步的系统分析。 相似文献
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介绍了一种反向喷管连续锥形内型面的设计技术,与一般型号的反向喷管内型面设计进行了对比。对连续锥形内型面反向喷管的推力终止装置试验结果进行了分析,并给出了结论。. 相似文献
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本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律. 相似文献
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受外廓尺寸限制的火箭发动机喷管设计以及能产生最大推力的喷管造型等问题,在过去的几十年里已引起了不少研究者的注意。最近发现,在喷管的出口流场的控制面上引入“不连续性”,可以减少喷管长度。本报告给出了喷管型面的计算和推力性能比较。这里提及的控制面包括两区域,内区包含超音速膨胀流,其速度和流动方向角是随半径增大而增大的。外区包含受喷管型面影响的流场,它呈现出随半径增大而流动方向角交小的特征。在内外区的接合处,引入流动方向上的不连续性和相应的速度等熵变化,通过等熵压缩波在此接合面处相交实现“跳跃”。在控制面的上游,流动保持等熵。在本报告中所示的计算方法表明,喷管长度的减少量,是与跳跃的大小和沿控制面的位置相关联的。可以想象,只需少量的推力性能损失就可实现喷管长度的大幅度减少。这种设计观点最有希望应用在空间发动机的设计中。 相似文献
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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
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介绍了一种最新设计的轻质单级延伸喷管,它具有独特的可抛展开系统。给出了它的工作原理及其展开特性计算方法。该延伸喷管展开后,其展开系统全部被抛掉,仅乘下被弹簧锁片锁紧的延伸锥。这种延伸喷管无论展开前还是展开后,其质量都比现有的四作动筒式延伸喷管更轻,尤其是展开后,减轻更多,从而使飞行器的有效载荷射程有更大的增加。 相似文献
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本文介绍了低成本、高可靠性运载火箭固体助推器可燃喷管的研究现状.可燃喷管是用一种低成本、高强度和低燃速推进剂制成的,宅在工作过程中可以燃烧,有利于固体火箭发动机降低成本和提高可靠性.其可行性已由美国联合工艺公司所验证,并由φ152mm 和φ762mm 发动机试车所证实.试验结果表明,可燃喷管的消蚀速率(相当于药柱的燃速)高于预估值,发动机性能优于预计情况(实际比冲比预计比冲1979.6N·s/kg 高25.5N·s/kg). 相似文献