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大过载下固体火箭燃烧与流动状态的剧烈变化会导致内弹道出现异常,严重时可能会引起发动机点火失败。为研究横向过载时点火内弹道特性,建立囊括流场惯性过载效应、过载燃烧效应和侵蚀燃烧效应的点火模型。对不同横向过载下燃烧室压力和侵蚀与过载效应燃速增速占比进行计算,并给出了推进剂火焰传播速度与升压速率的关系。结果表明:正向过载下压力峰值增加,负向过载下压力峰值降低;正向过载下,推进剂前段主要由过载效应影响,后段主要由侵蚀效应影响;正向过载加剧下游侵蚀效应,而负向过载对推进剂的燃烧起削弱作用,但程度较弱、持续时间较短;火焰传播速度峰值时刻、推进剂表面首次全部点燃时刻和升压速率峰值点时刻几乎一致,工程上可以用实验中获得的升压速率分析推进剂表面燃烧状况。 相似文献
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相比普通固体推进剂,高燃速推进剂具有燃速高、能在短时间内提供大推力的特点,近年来被广泛应用于各类型固体发动机。针对某型固体火箭发动机采用细氧化剂含量较高的高燃速推进剂在高湿环境进行装药的可行性,通过不同湿度环境和贮存条件的细氧化剂对燃速影响的测试和发动机在三种不同燃速条件下的试车,得出高湿环境装药对该推进剂燃速有较大影响,会使燃速偏低,从而对发动机的内弹道性能产生影响。 相似文献
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传统固体火箭总体-动力分立设计模式未充分考虑总体动力耦合关系,发动机设计模型中对飞行弹道的影响因素缺乏考虑。内外弹道一体化设计方法基于内外弹道耦合模型,开展内外弹道联合设计,通过研究内外弹道耦合机理,形成考虑飞行过载影响的喷管烧蚀耦合模型、推进剂燃速耦合模型。通过在弹道计算中引入耦合模型,实现发动机内弹道精细化预示。结果表明,采用内外弹道耦合设计方法,可以有效提升内外弹道仿真预示精度,提高固体火箭总体-动力精细化设计水平。 相似文献
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为了适应在不同巡航条件下(不同飞行高度和速度)富燃燃气流量可以调节的要求,用于非壅塞固体火箭冲压发动机贫氧推进剂的燃速压强指数必须大于0.5。文中论及了适应上述需求的推进剂应具有的燃速特性和力学性能,研究了AP粒度和燃速催化剂对推进剂燃速的影响,介绍了用于贫氧推进剂燃烧性能测试的设备及测试方法。研究表明,贫氧推进剂的燃烧机理与常规的AP推进剂燃烧机理之间存在显著的差异。文中提出了贫氧推进剂的稳态燃烧模型以及燃速温度敏感系数的计算模型,并对上述模型进行了计算研究。 相似文献
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系统地总结了旋转固体火箭发动机内弹道数值模拟方面的某些成果,其中包括含铝丁羟推进剂燃速敏感性预示和星孔形及“锥-柱”形装药发动机内弹道预示,可供发动机设计和装药配方设计参考。 相似文献
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为了研究纳米镍粉(nano-Ni)对含铝改性双基(Al-CMDB)推进剂以及含黑索今和铝粉的改性双基(RDX/Al-CMDB)推进剂综合性能的影响,采用吸收-沟槽压延-螺旋压伸法制备了推进剂药柱,测试了nano-Ni对推进剂热安定性能、机械感度、力学性能、能量性能、发动机内弹道性能、室温条件下长贮燃速变化的影响。结果表明,nano-Ni对Al-CMDB推进剂和RDX/Al-CMDB推进剂的热安定性能、机械感度、力学性能、能量性能、长贮条件下燃速变化影响不明显。但是nano-Ni可显著改善Al-CMDB推进剂和RDX/Al-CMDB推进剂的燃烧性能。nano-Ni使Al-CMDB推进剂9.81 MPa燃速从28.32 mm·s~(-1)增加到35.94 mm·s~(-1),12~22 MPa的压强指数从0.26降低至0.12,nano-Ni使RDX/Al-CMDB推进剂9.81 MPa燃速达到36.63 mm·s~(-1),16~22 MPa高低常温均出现负压强指数,Φ130 mm发动机-40℃比冲达到241.1 s,50℃比冲达到246.9 s。 相似文献