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以典型一次起爆云爆剂为实例,根据爆炸相似律,对云雾爆轰后冲击波运行特点、超压变化规律等作了计算分析,与几种炸药的计算结果作了对比分析,得出相应的结论,对云雾爆轰效应有更全面的了解. 相似文献
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为了研究破片冲击起爆屏蔽B炸药的比动能阈值,采用六棱柱和圆柱钨合金破片冲击带有40Cr炸药盒的B炸药,并测量了B炸药的速度阈值。根据比动能的计算方法,得到破片冲击起爆屏蔽B炸药的比动能阈值范围。运用Autodyn-3D软件和点火增长Lee-Tarver模型,计算了两种破片在垂直侵彻和最大迎风面积两种状态下的比动能阈值,重点研究了最大迎风面积状态下破片冲击起爆屏蔽B炸药的比动能阈值随长径比的变化规律。结果表明,六棱柱破片的比动能阈值低于圆柱破片;随着长径比的增加,破片冲击起爆屏蔽B炸药的比动能阈值先增加后减小。 相似文献
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装药尺寸及结构对HTPE推进剂烤燃特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
利用自行设计的烤燃实验装置,对HTPE推进剂小尺寸烤燃试样分别进行了升温速率为1、2℃/min的烤燃实验,以此为基础,建立了小尺寸烤燃试样和固体火箭发动机的三维计算模型,利用Fluent软件分别对两者不同升温速率下的烤燃行为进行了数值模拟计算,研究了小尺寸烤燃试样与固体火箭发动机的装药尺寸及结构差异对HTPE推进剂烤燃响应特性的影响。结果表明,HTPE推进剂的烤燃响应时间、响应温度随升温速率的变化趋势与装药尺寸及结构无关,但响应时间和响应温度的绝对值与装药尺寸及结构均有很大关系,升温速率为3.3℃/h(0.055℃/min)时,小尺寸烤燃试样的响应时间为40.3h,响应温度为158℃,而固体火箭发动机响应时间为28.83h,响应温度为120.13℃。推进剂装药尺寸及结构对烤燃点火位置有明显影响,进而影响到烤燃速度范畴的区分,小尺寸烤燃试样慢烤升温速率不大于2℃/min,而固体火箭发动机慢烤升温速率为小于0.5℃/min。因此,对快速、慢速烤燃的严格划分,必须结合装药尺寸、装药结构及推进剂种类等因素进行。升温速率对固体火箭发动机存在热积累临界位置效应,本研究条件下影响热积累临界位置的升温速率为0.5℃/min。 相似文献
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为理论分析凝聚炸药慢速烤燃过程,及为烤燃研究奠定理论基础,根据炸药的热传导理论方程,利用叠加原理和分离变量法,将炸药非反应性热传导项与自热反应热传导项拆分,推导得到凝聚炸药一维慢速烤燃模型的温度分布解析解。计算并分析自热反应温度最高值所在位置随加热时间的变化规律以及自热反应温度最高值及温度梯度随厚度的变化规律。根据慢烤试验结果,对温度沿轴向的分布情况进行验证;利用数值计算方法对药柱烤燃的点火点位置、点火温度及时间进行验证。研究结果表明:理论确定的点火点位置与试验测量的点火点位置相符,理论确定的计算结果与数值计算结果吻合;对于一维RDX炸药,自热反应最高温度所在位置的变化从始至点火不足2%,即炸药自热反应的最高温度所在位置在烤燃过程中几乎不变;且当炸药厚度达到0.3 m后,随着炸药厚度的增加,点火点位置至边界的距离趋于恒定值0.015 m,炸药内部温度梯度相似。 相似文献
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