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针对双脉冲发动机Ⅱ脉冲点火过程,基于Fluent流场仿真软件平台,建立了数学物理仿真模型,并编写了用户自定义函数(UDF)模拟动态点火具质量流率边界及装药燃烧加质过程。研究了隔层破开前、破开后及稳定建压3个阶段的流场瞬态特性,分析了隔层破开对内流场的影响。研究结果表明:点火初期,装药内孔压力传播速率较外孔快; 隔层破开前,燃气聚集并反向传播导致尾部压力上升速率反超头部; 破开后,燃气压缩低压气体产生压力冲击波,内流场剧烈振荡,对燃烧室不同位置造成一定影响,距级间孔越近,影响越大,反之则越小。 相似文献
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一种脉冲固体火箭发动机内流场数值分析 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究隔离装置对脉冲固体火箭发动机的影响,文中建立了数值计算模型,针对三种隔离装置方案,进行了二、三脉冲工作状态下的三维内流场数值仿真,给出了流场物理参数分布并与试验结果验证。计算分析了隔离装置的开孔结构型式对燃烧室和隔离装置绝热层烧蚀的影响,提出了应采取的措施,计算结果可为脉冲固体火箭发动机隔离装置优化设计提供参考。 相似文献
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探讨了固体火箭发动机点火瞬态一维非定常内弹道模型,综合考虑侵蚀燃烧、加质、摩擦、压力升高速率等因素对内弹道性能的影响,建立控制方程组并采用隐式差分方法结合特征线法求解,应用VC++.NET面向对象技术编制计算机软件。数值算例表明:软件可以进行较为精确的计算并分析发动机点火内弹道影响因素对性能的影响。为发动机内弹道性能计算及火箭发动机工程设计提供了一套更实用的工具。 相似文献
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点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。 相似文献
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采用故障树分析的方法,结合发动机设计和试验情况,针对固体火箭发动机尾部点火失效机理进行了分析,根据分析结果提出了解决方案.通过试验验证表明,改进后固体火箭发动机的点火性能有了进一步的提高. 相似文献
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为研究水下固体火箭发动机点火启动过程的流场特征与工作特性,对尾喷管堵盖分离约束下的点火燃气泡演化过程进行数值模拟。采用流体体积多相流模型与动网格技术,建立耦合喷管堵盖运动的水下燃气射流仿真模型。对点火初期燃气泡形貌瞬态演化和流场参数的振荡特性进行分析,揭示变深度下发动机点火的初始推力脉动特征及形成机制。研究结果表明:点火开盖初期压差驱动堵盖强烈地冲击液相,尾壁空间产生高压区形成初始推力峰;点火深度越深,燃气泡沿轴向的增长速度越慢、长度越短,颈部出现收缩时刻越提前,流场参数和发动机推力的脉动特性越强;深水下燃气泡颈部收缩后,发动机喷口激波系出现往复振荡,导致尾壁空间产生压力振荡形成多个脉动推力峰,激波系的不稳定运动是推力出现脉动的主导因素。 相似文献
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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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叙述了多脉冲固体火箭发动机在提高导弹射程、控制导弹速度等方面所显示出的优越性和灵活性,对该发动机的一些结构方案以及实施这些方案的关键技术的发展,也作了简要的介绍。 相似文献
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《飞航导弹》1991,(12)
光纤制导导弹以低速低空飞行为特征。一般飞行时间为2min或更长。因而给设计低成本的主级推进装置带来一些困难。推进这些导弹的节省能量的方法就是使用助推—滑翔交替的多脉冲火箭发动机。由于助推时间仅占总飞行时间的一个很小的百分数,所以推进装置的信号特征低,特别是使用无烟双基推进剂时。对于射程大于15km的导弹,将需要4个助推阶段,每段燃烧时间约为2s。可以把火箭发动机设计成由4个单个的推进剂药柱、点火器和隔网组成的整体药柱。这种单块式的设计共进行了8次静态试验,其中包括一次安全试验。有4次试验是4脉冲全程序,每次脉冲时间间隔为30s,均已成功。这种紧凑的整体式设计提供了多种用途,而不仅仅只限于光纤制导导弹。 相似文献
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本文介绍用硝化棉片制造的点火药盒外壳,所使用模具的设计方法,以及模具尺寸的计算机和模具的构造。并列举了具体的例子。 相似文献
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火箭发动机燃烧室点火系统含有一个装有第一燃料组分的第一燃料箱和一个装有第二燃料组分的第二燃料箱,两个燃料箱在火箭发动机内是分离的。各自的燃料组分供给管(3、4)位于点火器和相应的燃料箱之间。 相似文献
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解晓芳 《导弹与航天运载技术》2012,(4):9
6月29日,美国航天推进集团在位于尤比特的航空技术试验站对55.88 cm的飞行级石蜡/液氧混合固体火箭发动机成功进行了11 s的点火试车。本次点火试车是一系列点火试车中的第5次,也是时 相似文献