共查询到20条相似文献,搜索用时 62 毫秒
1.
固体装药人工脱粘层前缘界面脱粘分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于某固体火箭发动机装药结构的人工脱粘结构,分别对壳体、绝热层、衬层和药柱进行结构化网格划分。在固化降温过程中,对装药结构尤其是头部人工脱粘层前缘部位分别进行线性结构分析和考虑到边界非线性的接触分析。通过对两种结果的比较,分析边界非线性的引入对前缘应力应变的影响;然后通过头部人工脱粘部位界面之间的接触正应力,对人工脱粘前缘部位进行脱粘分析。相比线性分析,边界非线性的考虑使得人工脱粘层前缘部位应力应变的数值模拟更加接近真实水平,可以更准确地进行前缘部位的脱粘分析。 相似文献
2.
为了分析发动机前翼槽、前伞盘、药柱中段、后伞盘和后翼槽表面划伤缺陷对发动机结构完整性的影响,结合工程实际中对划伤等药柱表面缺陷的铲槽处理方法,由无缺陷固体火箭发动机的结构完整性分析的结果,在发动机的危险部位设置划伤槽,在内压与轴向过载的作用下,用最大Von Misses应变准则评估发动机表面划伤时的结构完整性. 相似文献
3.
4.
5.
6.
固体火箭发动机高速旋转试验台设计 总被引:1,自引:0,他引:1
结合现有试验台的改造和重新设计,从方案设计、动力源选择、轴系部件设计、传感器选用与安装等角度,分析了在高速旋转试验台设计中应考虑的主要问题.提出了新的改进设计方案,实践检验是完全可行的,该设计方案实现了高速旋转条件下固体火箭发动机推力、压力的同时测量,解决了密封问题,试验过程中的振动和噪声减小,并且试验台的运行和维护性能也得到提高. 相似文献
7.
固体火箭发动机推力测试系统 总被引:3,自引:0,他引:3
为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求,给出安全储存可靠评价,开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲数据准确,一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。 相似文献
8.
9.
10.
该文发展了一种在任意曲线坐标系上求解层流Navier-Stokes方程的数值方法,该算法以SIMPLE为基础,采用了非交错网格,因而对原始算法中的压力修正方程进行了改进。用准定常方法数值模拟了固体火箭发动机燃烧室内的二维轴对称流场,计算结果能够反映流场内的旋涡与各参数的分布。计算表明,压力与速度等参数的分布明显受旋涡存在的影响,比传统的一维流场复杂得多。 相似文献
11.
12.
为探讨某型固体火箭发动机药柱前端壳体/绝热层、绝热层/包覆层、包覆层/推进剂界面裂纹在点火发射时的稳定性,采用3维黏弹性有限元方法,通过在3维J积分柱面内脱黏裂纹尖端上构建奇异界面裂纹单元的方法提高计算精度,分别计算随着界面裂纹沿界面扩展不同深度的J积分,根据J积分随脱黏裂纹深度与位置的变化规律探讨脱黏裂纹的稳定性.结果表明,发动机点火发射时,对应发动机前翼槽结构的各界面裂纹J积分值为全局最大,并且各界面裂纹的J积分值随着脱黏深度的增加呈单调增长趋势,即当界面裂纹脱黏深度到达一定的深度后将失稳扩展. 相似文献
13.
为了探讨环境温度对固体火箭发动机点火发射时药柱内表面裂纹稳定性的影响,以翼锥-过渡伞盘-圆柱组合药型的发动机为例,采用三维有限元方法,在发动机药柱的危险截面上沿危险方向预设裂纹,在裂纹尖端构建奇异三维裂纹元,计算在不同环境温度下点火发射时裂纹的应力强度因子。结果表明,药柱表面裂纹在伞盘顶端和圆柱段表面不会以张开方式扩展,伞盘顶端裂纹不会以滑开方式扩展,圆柱中段表面裂纹除低温外,在高温和常温点火发射时均自动止裂;伞盘裂纹若扩展将以撕开方式失稳扩展,低温较高温点火发射危险,圆柱中段表面裂纹可能以撕开方式扩展,高温较低温更为危险。 相似文献
14.
15.
装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系. 相似文献
16.
固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法,重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试,试验结果与理论分析较吻合,验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。 相似文献
17.
变推力固体火箭发动机非稳态影响因素研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为研究不同因素对喉栓式变推力固体火箭发动机非稳态调节特性的影响,利用Fluent软件的网格动态层变模型,对喉栓匀速调节过程中的内流场进行仿真计算,主要分析了喉栓运动速度、喷管主要结构参数以及推进剂压强指数对非稳态特性的影响.结果表明喉栓运动速度以及推进剂压强指数对非稳态调节特性影响最大,喷管收敛半角对非稳态调节特性影响较小,喉栓半径以及喷管扩张角对非稳态调节特性基本没有影响. 相似文献
18.
环境温度对发动机药柱影响分析 总被引:3,自引:0,他引:3
基于黏弹性模型,在环境恒温及周变载荷作用下,对某发动机管状药柱热应力进行了仿真,得到了药柱内应力场分布规律.结果表明:在恒温加载时,发现在距药柱对称轴0.103 7 m处附近应力取得了最大值,导致药柱应力剧烈变化,说明该处附近为固体发动机的热应力危险部位;在温度周变载荷作用下,在离壳体表面0.015 15 m附近出现应力最大值,同时发现药柱材料的微观结构发生错位,而这种错位继续发展就会出现宏观裂纹,最终导致发动机药柱脱粘而失效,从而影响弹道性能等. 相似文献
19.
基于点火药颗粒的固体火箭发动机点火瞬态过程数值研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究固体火箭发动机点火时点火药颗粒在燃烧室内流动与燃烧特性,以N-S方程,k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型+UDF接口进行二次开发编程,对某型固体火箭发动机点火瞬态过程进行数值仿真分析.计算结果表明:发动机点火过程中,点火药颗粒呈链式反应;点火药颗粒在喷入燃烧室后迅速燃烧,有利于推进剂点火,缩短点火延迟时间;点火药颗粒在燃烧室内运动复杂,在发动机内流场中出现压强震荡、局部高温区域和内外通压强差等复杂现象,这些现象随点火药量的不同而变化,对推进剂点火、药柱结构完整性产生较大的影响. 相似文献
20.
对安装在旋转飞行器上实现横向机动控制的固体火箭发动机的冲量效率进行了分析,导出了计算冲量效率的解析式,并对计算结果进行了讨论。用本方法获得的冲量效率的计算值与参考文献提供的数值十分接近。 相似文献