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某火箭发动机系统振动特性测试和仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
从计算和试验两方面分别研究了某火箭一级发动机的振动特性。侧重介绍了模态试验和商业有限元软件在发动机振动特性快速分析中的具体应用,以及发动机三维有限元模型如何应用于全箭有限元梁模型。计算结果和试验结果吻合较好。 相似文献
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近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高... 相似文献
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筒状大长度固体药柱在内压载荷下的响应 总被引:6,自引:0,他引:6
本文研究不可压缩的粘弹性圆筒,在轴对称的平面应变条件下承受内压的问题,粘弹性材料采用分数阶导数模型。并用分数阶导数模型拟合固体推进剂松弛模量曲线,用Laplace变换和其反变换计算了固体火箭发动机筒段在点火内压建立过程中的位移和应力,得到它们随位置和时间变化的曲线。 相似文献
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<正>固体火箭发动机燃烧不稳定是个传统问题,也是当前工业界和学术界面临的共同挑战。燃烧不稳定是推进剂非稳态燃烧、燃烧室内非稳态流动和结构声特性耦合作用的结果,飞行过载、用于姿态控制的直接作用力等外部因素也可能是触发燃烧不稳定的重要条件。目前,最常见的燃烧不稳定是飞行过程中偶发的,这类现象用燃烧稳定性的线性分析方法无法解释,还难以准确预示,对工程研制造成的影响更大。固体火箭发动机燃烧不稳定的研究涉及压强振荡信号的处理与分析、发动机结构振动、 相似文献
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固体火箭发动机模态分析中的推进剂建模研究 总被引:1,自引:0,他引:1
应用有限元软件Marc建立了某固体发动机有限元计算模型,对其中难以用有限元模型准确描述的推进剂,采用了两种简化建模方法。一种是仅仅考虑推进剂质量,忽略其刚度等属性,将推进剂简化为均匀附加在发动机壳体有限元模型节点上的集中质量;另一种是将推进剂作为几何实体,考虑其质量和刚度,建立推进剂实体模型。模态计算结果与试验比较表明:推进剂的壳体节点集中质量模型,能较好地模拟发动机的弯曲特性,由于忽略了推进剂刚度,对于呼吸振动特性的模拟不太理想;相比之下,推进剂的实体模型,由于同时考虑质量和刚度,对弯曲和呼吸振动特性的模拟较好一些。计算还表明,要逼近高阶振型,需要将推进剂弹性模量修正得更高一些。 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
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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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介绍国外固体火箭发动机动力特性分析常用的几种计算方法,包括实模态分析方法、复模态分析方法、振动响应分析方法,并以实例计算给出固体发动机动力分析的全过程。 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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对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。 相似文献
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针对某大长径比固体火箭发动机试验过程中出现的压强异常升高、推力异常振荡、工作时间大幅缩短的现象,通过试验数据分析、声腔模态分析、大涡模拟(LES)及单项试验验证等多种手段,分析了发动机燃烧室内阻尼因助推级工作结束、喉通比减小等因素而降低,使得阻尼小于推进剂燃烧增益是导致某大长径比发动机发生不稳定燃烧的主要原因。同时,提出了可以通过优化续航级推进剂配方解决发动机不稳定燃烧。随后,通过T型燃烧器试验筛选,获得了一种低压强耦合响应函数的续航级推进剂配方,并使用该配方开展了一系列验证试验。试验结果表明,在更换压强耦合响应函数较低的新配方后,参与试验的多发发动机未发生不稳定燃烧,通过更换配方解决发动机不稳定燃烧的措施有效。 相似文献
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通过编制固体火箭发动机热力学计算程序,对整体式固体火箭冲压发动机进行了性能计算,还就空燃比及推进剂中金属粉末含量对发动机比冲坟和冲压燃室温度的影响进行了分析。 相似文献