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对高喷射雷诺数不渗透壁扩张截面的二元多孔壁管进行了无喷管固体火箭发动机的冷流模拟试验。试验数据与顺流无粘性一元流分析、准二元流无粘性分析和二元流无粘性分析三种流动模型的理论结果比较表明,二元流动对瞬时无喷管性能具有二阶效应,瞬时性能仅增加0.4%。 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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固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展 总被引:10,自引:0,他引:10
介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展,喷管受热分析,指出了先进复合材料的发展趋势,提出碳/酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。 相似文献
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无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。 相似文献
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固体推进剂表面裂纹在对流燃烧的作用下可能会引起裂纹扩展,即使裂纹不扩展,它也增加燃烧表面积,影响发动机燃烧室流场分布,因此,确定裂纹内的压强变化情况及裂纹内火焰传播情况,无论对于裂纹扩展的研究还是对于发动机整个燃烧室内流场的研究都具有重要的意义.采用NND差分格式,对含裂缝推进剂裂纹内的燃气压强随外界条件的变化情况和裂纹内部火焰传播情况进行了仿真计算,得到了不同增压梯度,不同裂纹尺寸情况下,固体火箭发动机裂纹内流场的分布情况,并分析总结出不同因素对裂纹流场的影响规律. 相似文献
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固体火箭发动机羽烟流场的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
在抛物化假定基础上,从固体火箭发动机无烟、少焰研究需要出发出发,对喷管的内、外流场进行了数值模拟,考虑了化学平衡流和气/固两相流两种状态。在喷管内流场的计算中,用系数矩阵分裂方法对流场进行数值模拟。不论是内流场,还是喷流流场,燃烧产物的平衡组分都用布林克莱法进行求解,粒子运动参数都用特征线法进行求解。其中部分计算结果同实验及他人计算结果进行了对比,两者吻合良好。 相似文献
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喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据. 相似文献
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固体火箭发动机长尾喷管内衬烧蚀流场分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了给固体火箭发动机长尾喷管的热防护设计和改进提供理论依据和有益的参考,文中通过解剖某固体火箭发动机长尾喷管试验残骸,并对长尾喷管内衬残骸进行了测量和分析,给出了长尾喷管内衬的烧蚀规律。利用流场仿真的方法对长尾喷管流场进行了理论计算和分析,分析了长尾喷管内衬的烧蚀机理,分析表明凝相粒子的侵蚀是长尾喷管内衬局部烧蚀严重的主要原因。 相似文献
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为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值. 相似文献
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为方便应用两相流动模型对火箭发动机进行性能预示以及提高性能预示精度,利用火箭喷管内的一维两相流动的数值计算数据,通过对火箭喷管一维两相流动参数与纯气相流动变化规律的对比计算与分析,得到火箭喷管在两相流动下的性能(包括质量流量、排气速度和压强比)计算公式.该计算公式考虑了两相流动中所有的因素,如比热比、凝聚相尺寸、凝聚相百分比,甚至喷管尺寸等,具有广泛的适应性.利用这些公式与理论计算结果进行了对比,结果表明其理论预示精度达到千分位至万分位,并使得两相流动模型在火箭发动机中的应用分析得到简化,有利于提高火箭发动机性能的预示精度. 相似文献
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通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。 相似文献