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题名基于SPH方法的固体火箭发动机殉爆数值模拟研究
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作者
周东谟
惠步青
魏钰文
韩王申
谢旭源
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机构
中北大学机电工程学院
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出处
《兵器装备工程学报》
CAS
CSCD
北大核心
2024年第7期97-104,共8页
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文摘
针对固体火箭发动机的殉爆现象,采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法开展了固体火箭发动机殉爆过程的数值模拟研究,分析了主发发动机爆炸初期的爆轰产物膨胀过程,以及被发发动机在不同条件下受爆轰产物冲击的响应情况。结果表明:采用SPH方法模拟爆炸冲击响应时,计算结果与传统的任意拉格朗日欧拉(ALE)方法吻合较好,在保证相同仿真精度时,计算效率可提高约37.5%;主、被发发动机排列方式相同时,间距越小,发动机尺寸越大,殉爆响应程度越剧烈;主、被发发动机间距一定时,平行排列方式较垂直排列方式更容易发生殉爆。平行排列时,150 mm直径发动机的临界殉爆距离在80~100 mm之间,大于100 mm直径发动机的临界殉爆距离60~70 mm;垂直排列时,100 mm直径发动机的临界殉爆距离在50~60 mm之间。研究结果提供了一种用于殉爆数值模拟的方法,对固体火箭发动机的安全贮存和使用具有一定参考价值。
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关键词
固体火箭发动机
殉爆
SPH方法
数值模拟
爆炸冲击
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Keywords
solid rocket motors
sympathetic detonation
SPH method
numerical simulation
explosion shock
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分类号
TJ763
[兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
V435
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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