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流体喉部推力调节特性实验 总被引:1,自引:2,他引:1
采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大. 相似文献
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63.
为研究动态横向过载下固体火箭发动机(SRM)的内弹道特性,进行了某三组元复合推进剂在-50g~50g过载加速度下的燃速测量,结合Greatrix多参数模型建立了该推进剂的过载燃速模型;基于此模型,对管型内孔燃烧装药进行了横向过载下的燃面退移模拟,建立了动态横向过载下大长径比发动机的内弹道计算模型。结果表明:过载对该推进剂燃速影响存在一个角度阈值,负角度过载影响很小;瞬间一个横向过载会使燃烧室压强发生跃迁,在100g过载下,压强增加8%左右,过载消失,压强骤降;若受横向过载时间间隔一定,100g过载下导弹后作机动飞行(t=12~15 s)比先机动飞行(t=3~6 s)压强变化幅值小1%,对飞行更有利。 相似文献
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作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。 相似文献
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固体推进剂作为典型的粘弹性材料,其力学行为具有很强的温度依赖性,不同的发射初温下装药抗过载能力存在差异。基于50℃高温和-40℃低温条件下某改性双基(CMDB)推进剂宽应变率下的单轴压缩试验,从材料性能的率相关性角度确立了50℃和-40℃条件下CMDB推进剂的本构模型和强度判据。基于宽应变率的Prony本构模型,对某端燃柱型装药进行有限元分析,通过应力场和应变率场的耦合分析,分别确立了高低温条件下装药最大抗过载幅值。结果表明,该型装药在50℃高温条件下抗过载极限约为16 000g;在-40℃低温条件下的抗过载极限为14 000g。 相似文献
66.
固体火箭发动机羽烟特征信号的分类及测试评估概述 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了国外低特征信号固体推进剂分类标准和固体火箭发动机羽烟特征信号分类及测试技术等方面的工作,主要内容涉及发动机羽烟特征信号的定义、产生根源、对使用的影响、理论预估及特征信号测试评估的各种实验方法和设施,并预示了羽烟特征信号测试与评估的发展方向。 相似文献
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70.
对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的燃烧过程进行了基于动网格技术的非稳态数值仿真研究。基于超声速流中的耦合传热及质量注入建立了固体燃料燃烧的数值模型,研究了燃烧室构型和进气总温对固体燃料燃烧特性的影响。结果表明:和实验数据对比证实了本文数值模型的正确性。固体燃料超燃冲压发动机能够实现自点火建压和维持燃烧。在燃烧过程中,装药壁面燃速分布不均匀,凹腔逐渐变得扁平。随着主流流速增加和通道的扩大,凹腔的火焰稳定能力降低,直至熄火。初始凹腔较深、进气总温较高时有利于稳定火焰。当进气总温提升400K时,工作时间和燃料消耗量提高1.8倍。 相似文献