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大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程数值分析 被引量:10
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作者 钟涛 张为华 王中伟 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期5-8,共4页
研究大长径比固体火箭发动机点火瞬态特性,采用守恒型N S方程描述了集点火器、燃烧室和喷管于一体的数学仿真模型,应用NND-3差分格式进行数值求解,计算结果表明,点火期间,发动机内除了压强急升之外,还存在振荡和拍击现象。
关键词 大长径比固体火箭发动机 点火瞬态过程 一体化模型
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大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程分析 被引量:11
2
作者 钟涛 王中伟 张为华 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期20-22,64,共4页
为了定量描述大长径比固体火箭发动机点火滞后期和火焰传播过程,分析了试验压强 时间曲线和升压速率曲线,并利用数值计算对点火瞬态过程进行仿真;根据两条曲线的数学与物理意义推断主装药首次火焰时刻为升压速率上升阶段过零时刻,火焰... 为了定量描述大长径比固体火箭发动机点火滞后期和火焰传播过程,分析了试验压强 时间曲线和升压速率曲线,并利用数值计算对点火瞬态过程进行仿真;根据两条曲线的数学与物理意义推断主装药首次火焰时刻为升压速率上升阶段过零时刻,火焰传播结束时刻为升压速率由上升转下降的极值时刻;数值仿真结果验证了这一推断。该方法简单有效,适用于工程实践。 展开更多
关键词 发动机点火 固体火箭 大长径 过程分析 火焰传播过程 升压速率 定量描述 时间曲线 瞬态过程 数值计算 物理意义 仿真结果 工程实践 主装药 推断
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大长径比固体火箭发动机工作过程中压力响应的数值研究 被引量:3
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作者 王革 张莹 +1 位作者 李冬冬 孙娜 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第6期702-709,720,共9页
为了研究大长径比固体火箭发动机工作过程中压力响应规律,以两个型面下的准稳态计算作铺垫,采用自主开发的算法对大长径比两端包覆装药发动机在燃面推移过程中的瞬态内流场展开了数值模拟,并将瞬态计算结果与准稳态结果进行了对比。结... 为了研究大长径比固体火箭发动机工作过程中压力响应规律,以两个型面下的准稳态计算作铺垫,采用自主开发的算法对大长径比两端包覆装药发动机在燃面推移过程中的瞬态内流场展开了数值模拟,并将瞬态计算结果与准稳态结果进行了对比。结果表明,注入流体温度会对压力响应频率产生较大影响;瞬态计算不会改变监测点压力频谱分析曲线的变化趋势,但是会令压力峰值及其对应的响应频率产生数值上的差异,并且响应频率的改变是非线性的;在发动机整个工作过程模拟中,其压力响应幅值较单个型面下准稳态计算结果要低很多。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 燃面推移 压力响应 频谱分析
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大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布分析 被引量:3
4
作者 钟涛 王中伟 张为华 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期98-100,共3页
采用均匀设计方法设计数值试验,研究大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布特性,利用逐步回归法得到堵盖打开时间、推进剂初焰时间、点火压强峰值及时间4个性能参数与散布影响因素的回归关系式,分析了各项性能散布指标与其主要影... 采用均匀设计方法设计数值试验,研究大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程性能散布特性,利用逐步回归法得到堵盖打开时间、推进剂初焰时间、点火压强峰值及时间4个性能参数与散布影响因素的回归关系式,分析了各项性能散布指标与其主要影响因素的关系。结果表明,堵盖打开时间散布取决于堵盖强度,推进剂初焰时刻散布由其着火临界温度控制,点火瞬态压强峰值时刻散布由推进剂密度和喷喉直径控制,点火压强峰值散布主要受推进剂密度、着火临界温度和喷喉直径的影响;并提出了降低散布的工程措施。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 点火瞬态过程 性能散布 均匀设计
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某大长径比固体火箭发动机不稳定燃烧试验研究 被引量:5
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作者 陈子豪 韩文超 +2 位作者 章致海 吴敏 方恒 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2022年第4期631-638,共8页
针对某大长径比固体火箭发动机试验过程中出现的压强异常升高、推力异常振荡、工作时间大幅缩短的现象,通过试验数据分析、声腔模态分析、大涡模拟(LES)及单项试验验证等多种手段,分析了发动机燃烧室内阻尼因助推级工作结束、喉通比减... 针对某大长径比固体火箭发动机试验过程中出现的压强异常升高、推力异常振荡、工作时间大幅缩短的现象,通过试验数据分析、声腔模态分析、大涡模拟(LES)及单项试验验证等多种手段,分析了发动机燃烧室内阻尼因助推级工作结束、喉通比减小等因素而降低,使得阻尼小于推进剂燃烧增益是导致某大长径比发动机发生不稳定燃烧的主要原因。同时,提出了可以通过优化续航级推进剂配方解决发动机不稳定燃烧。随后,通过T型燃烧器试验筛选,获得了一种低压强耦合响应函数的续航级推进剂配方,并使用该配方开展了一系列验证试验。试验结果表明,在更换压强耦合响应函数较低的新配方后,参与试验的多发发动机未发生不稳定燃烧,通过更换配方解决发动机不稳定燃烧的措施有效。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 大长径 压强异常 不稳定燃烧 T型燃烧器
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大长径比固体火箭发动机一阶纵向不稳定燃烧判据
6
作者 谭智杰 李军伟 +1 位作者 张文昊 王宁飞 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第1期25-31,共7页
为尽可能在设计阶段规避大长径比、管型内燃药柱固体火箭发动机的纵向中低频燃烧不稳定现象,基于燃烧不稳定线性理论,考虑燃烧室内的压力耦合响应、喷管阻尼、微粒阻尼对声能振幅增长率的影响,提出了一阶纵向不稳定燃烧设计判据。这一... 为尽可能在设计阶段规避大长径比、管型内燃药柱固体火箭发动机的纵向中低频燃烧不稳定现象,基于燃烧不稳定线性理论,考虑燃烧室内的压力耦合响应、喷管阻尼、微粒阻尼对声能振幅增长率的影响,提出了一阶纵向不稳定燃烧设计判据。这一设计判据选取药柱长度、喷喉直径等参数作为设计约束来计算发动机一阶纵向燃烧稳定性的判据参数Aim,再通过工程估计等手段获得反映固体推进剂燃烧响应特性的参数k b:当Aim<k b时,即认为发动机由线性稳定转为一阶纵向线性不稳定。将这一判据应用于某小型试验发动机,计算得到的不稳定现象发生时间与试验分析所得时间误差不超过6%,验证了这一判据在大长径比固体火箭发动机燃烧稳定性预估以及发动机设计领域的适用性。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 大长径 稳定性判据 不稳定燃烧
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大长径比固体火箭发动机点火瞬态内流场特性分析 被引量:7
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作者 杨乐 余贞勇 何景轩 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2018年第4期33-36,共4页
基于FLUENT流体力学软件,通过用户自定义函数(User-defined Function,UDF)及进口边界条件考虑燃烧室侧壁加质方式,针对大长径比固体火箭发动机燃烧室内流场进行数值分析,研究了发动机内压强、温度随时间变化规律及发动机内燃气的流动特... 基于FLUENT流体力学软件,通过用户自定义函数(User-defined Function,UDF)及进口边界条件考虑燃烧室侧壁加质方式,针对大长径比固体火箭发动机燃烧室内流场进行数值分析,研究了发动机内压强、温度随时间变化规律及发动机内燃气的流动特性。计算结果表明:带有翼槽的大长径比固体火箭发动机点火初始时刻头部压强会出现振荡,翼槽末端燃气会有涡流现象发生;同时,翼槽处火焰传播呈现一定的连续性。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 内流场 数值模拟 火焰传播
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大长径比固体火箭发动机涡声耦合特性数值分析 被引量:2
8
作者 孙娜 娄永春 +4 位作者 李莎莎 孙福合 刘晓丽 王昌茂 王伟良 《弹箭与制导学报》 北大核心 2022年第4期87-91,共5页
为研究某型大长径比单室双推固体火箭发动机出现压力/推力振荡的原因,应用大涡模拟和声腔频率数值分析方法,对其涡-声特征场进行数值计算,获得相应声频率、涡脱落频率和压力振荡响应频率,并与试验进行对比分析。结果显示,该发动机发生... 为研究某型大长径比单室双推固体火箭发动机出现压力/推力振荡的原因,应用大涡模拟和声腔频率数值分析方法,对其涡-声特征场进行数值计算,获得相应声频率、涡脱落频率和压力振荡响应频率,并与试验进行对比分析。结果显示,该发动机发生了声不稳定燃烧,引起其振荡的主要原因为涡声耦合问题,通过改进装药形面后向台阶旋涡输运距离和推进剂燃速,调整涡脱落频率,使其远离声频率,从而消除涡声耦合导致的压力/推力振荡现象,发动机热试试验证明预判方法准确可靠,且改进方案有效消除了发动机压力/推力振荡现象。 展开更多
关键词 涡声耦合 压力/推力振荡 大长径 固体火箭发动机 数值分析
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固体火箭发动机铝/氧化铝液滴碰壁行为研究进展
9
作者 何国强 李江 +1 位作者 李康 胡春波 《推进技术》 北大核心 2025年第7期1-19,共19页
固体发动机中的高温铝/氧化铝液滴碰壁行为会对流场、热防护和性能等诸多方面产生影响,是固体发动机基础研究领域亟待解决的关键问题。揭示高温铝/氧化铝液滴碰壁规律和机理,建立科学准确的预测模型,对于固体发动机精细化设计具有重要... 固体发动机中的高温铝/氧化铝液滴碰壁行为会对流场、热防护和性能等诸多方面产生影响,是固体发动机基础研究领域亟待解决的关键问题。揭示高温铝/氧化铝液滴碰壁规律和机理,建立科学准确的预测模型,对于固体发动机精细化设计具有重要的意义。本文从固体发动机熔渣沉积和两相流研究、高温铝/氧化铝液滴碰壁实验方法、液滴碰壁规律和机理、碰壁过程的力-热作用和碰壁行为预测模型等方面对国内外研究的最新进展进行了综述,总结并评价了取得的重要成果,梳理了目前研究存在的不足,针对未来发展方向提出了建议。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 铝/氧化铝液滴 碰壁行为 实验方法 数值模拟 预测模型 综述
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固体火箭发动机燃烧主动调控技术研究进展
10
作者 敖文 文瞻 +1 位作者 岳松辰 刘佩进 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第1期27-41,共15页
利用外加能量场的燃烧主动调控技术为固体火箭发动机能量管理开辟了新思路,但外场对推进剂燃烧的复杂作用机理不明,导致燃烧性能调节效率低,限制了主动调控技术的工程应用。综述了电场调控、超声波调控和磁场调控等新的燃烧主动调控技... 利用外加能量场的燃烧主动调控技术为固体火箭发动机能量管理开辟了新思路,但外场对推进剂燃烧的复杂作用机理不明,导致燃烧性能调节效率低,限制了主动调控技术的工程应用。综述了电场调控、超声波调控和磁场调控等新的燃烧主动调控技术及其调控机理,提出了外场对推进剂燃烧过程多相耦合效应的控制机理等关键科学问题。未来研究重点包括:首先,采用单颗粒激光点火技术和分子动力学模拟,探明外场中高温铝颗粒的燃烧过程;其次,基于超细热电偶测温技术和电场-多火焰燃烧数值模拟,揭示外场对推进剂多火焰结构的作用机制;再次,利用高压燃烧实验和凝相燃烧产物评估技术,获得高温高压条件下推进剂在外场中的能量可控释放规律;最后,通过气固耦合关系的构建,提出外场耦合推进剂多相燃烧模型,指导推进剂燃烧性能高效调节。研究结果为固体发动机能量管理技术的应用研究提供新思想、新理论和新方法,有望为固体火箭发动机创新发展提供坚实技术储备。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 燃烧调控 电场 超声波 磁场
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基于扩散模型的固体火箭发动机缺陷检测算法
11
作者 李毅红 孙雪琴 陈平 《中国测试》 北大核心 2025年第8期147-154,共8页
固体火箭发动机(SRM)作为现代军事和航空航天领域的关键动力装置,在储存和运输过程中,药柱易受载荷和环境影响,导致裂纹、气泡和脱粘等缺陷。这些潜在缺陷可能会影响SRM安全服役。基于X射线的计算机层析成像(CT)技术因能够提供详细的内... 固体火箭发动机(SRM)作为现代军事和航空航天领域的关键动力装置,在储存和运输过程中,药柱易受载荷和环境影响,导致裂纹、气泡和脱粘等缺陷。这些潜在缺陷可能会影响SRM安全服役。基于X射线的计算机层析成像(CT)技术因能够提供详细的内部结构图像,是评估药柱健康状态及安全服役能力的有效手段。鉴于SRM缺陷样本稀缺的挑战,该文提出一种适配于SRM药柱CT图像无监督范式的基于分数生成模型的缺陷检测与定位算法。该算法通过模拟正向和反向扩散过程,精确采样复杂分布以实现缺陷检测。实验结果表明:该算法在脱粘、裂纹和气孔缺陷检测任务中均获得良好的性能,缺陷检测精度达到95%以上,缺陷定位精度达到86%以上。该算法在样本效率上的优势,以及在复杂场景下的鲁棒性和稳健性,使其在SRM质量控制和故障诊断方面具有广泛的应用前景。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 CT图像 缺陷检测 分数生成模型 无监督学习
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约束方式对固体火箭发动机内流场与结构共振影响的试验研究
12
作者 王革 张立天 +3 位作者 周博成 王帅 赵书辉 王丙寅 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第2期185-194,共10页
针对固体火箭发动机地面试车正常工作,而飞行试验出现燃烧不稳定现象的天地不一致问题,通过不同约束方式模拟不同发动机状态以探究发动机燃烧不稳定的流致振动机制。采用两端约束和头部约束条件模拟地面试车和飞行状态,通过在局部施加... 针对固体火箭发动机地面试车正常工作,而飞行试验出现燃烧不稳定现象的天地不一致问题,通过不同约束方式模拟不同发动机状态以探究发动机燃烧不稳定的流致振动机制。采用两端约束和头部约束条件模拟地面试车和飞行状态,通过在局部施加的脉冲激励评估发动机工作稳定性;通过模态测试方法获得结构振动频率,对比不同约束方式对结构振动频率的影响。结果表明:在工作前期,相比于两端约束条件,头部约束条件下结构振动频率更大,在工作中后期,两端约束条件下结构振动频率更大;激励位置不同不会影响结构振动频率,但会影响结构响应幅值;只有压强振荡频率与加速度振荡频率相近的情况下,压强振荡幅值对加速度振荡幅值影响较大;头部约束条件下,当压强振荡频率与加速度振荡频率接近时会引起结构与流动共振,而两端约束条件下,两种频率接近时不会引起共振。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 燃烧不稳定 冷流试验 脉冲触发
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多脉冲固体火箭发动机技术发展研究
13
作者 刘颖 王梦圆 《航空兵器》 北大核心 2025年第4期44-52,共9页
本文基于Web of Science核心数据库检索多脉冲/双脉冲发动机主题的英文文献,使用文献可视化分析软件VOSviewer构建并绘制检索结果的研究关键词以及来源国家/地区的共现网络图,来分析该主题研究的现状、热点和发展趋势。在对国外专业技... 本文基于Web of Science核心数据库检索多脉冲/双脉冲发动机主题的英文文献,使用文献可视化分析软件VOSviewer构建并绘制检索结果的研究关键词以及来源国家/地区的共现网络图,来分析该主题研究的现状、热点和发展趋势。在对国外专业技术文献进行数据分析的基础上,阐述了国外多脉冲固体火箭发动机的研制和应用情况,主要梳理了美国、俄罗斯、德国等国家多脉冲固体火箭发动机在导弹型号和原型机的应用情况,同时总结了多脉冲固体火箭发动机的关键技术。 展开更多
关键词 多脉冲发动机 双脉冲发动机 固体火箭发动机 动力系统 导弹
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不确定性下的固体火箭发动机性能精确代理建模方法 被引量:1
14
作者 时茗扬 李春娜 +1 位作者 刘洋 龚春林 《推进技术》 北大核心 2025年第1期32-41,共10页
为了在保证固体火箭可靠性的同时尽可能提高其运载能力,需要在方案设计阶段的多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)过程中精确量化发动机推力曲线的不确定性。本文针对考虑不确定性的MDO过程中推力曲线的不确定... 为了在保证固体火箭可靠性的同时尽可能提高其运载能力,需要在方案设计阶段的多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)过程中精确量化发动机推力曲线的不确定性。本文针对考虑不确定性的MDO过程中推力曲线的不确定性难以精确量化以及不确定性分析效率过低的问题,提出了一种精确代理建模方法。通过本征正交分解方法实现发动机推力曲线不确定性的降维表达;建立Kriging代理模型来预测降维后模态系数的前4阶统计矩;使用最大熵法建立模态系数的精确概率分布模型,进而得到推力曲线的精确分布。对星型装药发动机的推力不确定性建模结果表明,推力不确定性分布的预测置信度可达98%;单次不确定性分析时间相比蒙特卡洛方法缩短99.92%。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 不确定性建模 最大熵法 本征正交分解 代理模型
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固体火箭发动机喉径烧蚀率变化分析 被引量:1
15
作者 张楠 叶一帆 +2 位作者 潘迎 刘馨瑶 妙远洋 《弹箭与制导学报》 北大核心 2025年第1期108-114,共7页
固体火箭发动机喷管喉衬需要承受高温、高压燃气的烧蚀、冲刷,其喉径变化率在整个工作过程中极有可能是非线性的,目前国内外在喷管烧蚀方面研究主要集中在数值模拟分析及喷管本体烧蚀试验方面,缺乏对喷管烧蚀过程与发动机总体性能之间... 固体火箭发动机喷管喉衬需要承受高温、高压燃气的烧蚀、冲刷,其喉径变化率在整个工作过程中极有可能是非线性的,目前国内外在喷管烧蚀方面研究主要集中在数值模拟分析及喷管本体烧蚀试验方面,缺乏对喷管烧蚀过程与发动机总体性能之间联系的研究。文中基于差分进化算法和径向基函数神经网络,建立了一种基于固体火箭发动机试验测试曲线的发动机喷管喉径烧蚀率计算方法。基于固体火箭发动机地面静止试验结果,获得了发动机喷管喉径烧蚀率随发动机工作时间的变化曲线。研究结果表明,发动机喷管喉径烧蚀率在发动机工作前期较小,随着发动机工作时间增长而逐渐增大,喉径在发动机工作过程中会逐渐升温,从而导致喉衬烧蚀率逐渐增大,在一段时间后喉衬温度变化趋于稳定,喉衬烧蚀率保持在0.2 mm/s,而随着喉衬表层烧蚀完毕后底层漏出,烧蚀率又会逐渐升高。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喷管 喉径 烧蚀率
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运输振动环境下固体火箭发动机结构完整性研究进展 被引量:1
16
作者 王沿朝 赵志鹏 +2 位作者 强洪夫 段磊光 王学仁 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第2期171-184,共14页
综述了路基、海基及空基等不同运输振动环境下,固体火箭发动机(SRM)受振动荷载导致其结构完整性受损的研究进展与发展方向,指出了目前存在的若干亟待解决的问题。传统SRM结构完整性研究方法相对粗糙且成本高、耗时长,采用数值模拟和试... 综述了路基、海基及空基等不同运输振动环境下,固体火箭发动机(SRM)受振动荷载导致其结构完整性受损的研究进展与发展方向,指出了目前存在的若干亟待解决的问题。传统SRM结构完整性研究方法相对粗糙且成本高、耗时长,采用数值模拟和试验测试相结合的方法,可以重点分析运输振动环境下SRM的响应特性及其结构完整性受到的潜在影响。路基、海基及空基运输环境下,SRM结构会受到不同类型的运输振动影响,尤其是随机振动和瞬态冲击;短时间的运输振动一般不会导致结构性破坏,长时间振动荷载作用下,SRM的结构完整性会因疲劳损伤而受到影响,在长距离运输后其结构可靠性与安全性需着重关注。最后,对运输振动环境下SRM结构完整性研究重点与发展趋势进行了展望,认为搭建实验室条件运输振动试验仿真流程、发展SRM精细化三维有限元分析方法、开展实际运输环境中多载荷联合作用下SRM结构完整性研究、健全运输环境下SRM的健康监测技术手段、建立SRM的运输振动预警与振动预测系统是下一步研究的重点方向。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 运输振动载荷 结构完整性 疲劳损伤 数值模拟
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触发激励下固体火箭发动机声腔特性实验
17
作者 曾佳进 李军伟 +4 位作者 李强 李涛 张文昊 卢健程 王宁飞 《兵工学报》 北大核心 2025年第2期314-325,共12页
为研究外部激励对固体火箭发动机稳定性的影响,搭建脉冲触发下固体火箭发动机声腔特性模型实验系统,开展固体火箭发动机轴向和径向空腔激励实验,分析节流孔径和触发方式对声腔振幅和衰减系数的影响。喉部节流工况下燃烧室中激发6阶以上... 为研究外部激励对固体火箭发动机稳定性的影响,搭建脉冲触发下固体火箭发动机声腔特性模型实验系统,开展固体火箭发动机轴向和径向空腔激励实验,分析节流孔径和触发方式对声腔振幅和衰减系数的影响。喉部节流工况下燃烧室中激发6阶以上轴向振荡,获取了各阶振荡固有频率和衰减系数。研究结果表明:利用互相关分析测得燃烧室声速接近604.2 m/s,基于实测声速的频率预示误差为10.1%;振荡按衰减快慢可划分为两个阶段,脉冲器输入发动机压力振荡频率及发动机各阶模态振荡幅值均随节流孔径增大而增大,同时第1阶段衰减变快,而第2阶段衰减变慢,第1阶段在燃烧室头部轴向激励产生的振荡衰减快于径向激励,非线性特征更强。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 固有频率 衰减系数 脉冲触发 互相关分析
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脉冲触发对固体火箭发动机内弹道和瞬态流场特性的影响
18
作者 卢健程 李军伟 +3 位作者 张文昊 曾佳进 牛俊博 王宁飞 《兵工学报》 北大核心 2025年第1期176-191,共16页
为研究脉冲触发对固体火箭发动机内弹道及瞬态流场特性的影响,利用数值计算方法建立脉冲触发器内弹道模型、发动机侵蚀燃烧模型以及动态流场仿真模型,对固体火箭发动机脉冲触发过程进行瞬态流场仿真。研究结果表明:与实验结果相比,压强... 为研究脉冲触发对固体火箭发动机内弹道及瞬态流场特性的影响,利用数值计算方法建立脉冲触发器内弹道模型、发动机侵蚀燃烧模型以及动态流场仿真模型,对固体火箭发动机脉冲触发过程进行瞬态流场仿真。研究结果表明:与实验结果相比,压强预示误差小于5%;脉冲触发使得燃烧室内横向气流速度增大,靠近脉冲端的推进剂发生了侵蚀燃烧,侵蚀燃烧对压强抬升的贡献高达44%;脉冲触发时,越靠近脉冲入口的推进剂受侵蚀燃烧越严重,侵蚀比最大可达7.32;改变脉冲药量研究发现,脉冲药量越大,发动机压强峰值越大,压强抬升率和脉冲结束后的衰减率越大。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 脉冲触发 侵蚀燃烧 流场仿真
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多脉冲固体火箭发动机长尾喷管多层热防护结构传热烧蚀特性
19
作者 何振川 李映坤 +2 位作者 武炎 陈雄 薛海峰 《推进技术》 北大核心 2025年第2期200-212,共13页
针对多脉冲固体火箭发动机长尾喷管热防护结构的传热烧蚀问题,提出了由C/C抗烧蚀层、碳/酚醛相变吸热层和钢壳体结构组成的多层热防护结构,建立了基于热物性参数随时间和温度变化的传热烧蚀数学模型,采用有限差分隐式格式进行求解。在... 针对多脉冲固体火箭发动机长尾喷管热防护结构的传热烧蚀问题,提出了由C/C抗烧蚀层、碳/酚醛相变吸热层和钢壳体结构组成的多层热防护结构,建立了基于热物性参数随时间和温度变化的传热烧蚀数学模型,采用有限差分隐式格式进行求解。在验证了多层防热结构传热烧蚀计算框架准确性的基础上,开展了长尾喷管多层热防护结构传热烧蚀响应过程仿真研究,分析了脉冲间隔时间对多层热防护结构传热烧蚀响应的影响规律。研究结果表明:与传统固体火箭发动机相比,多脉冲发动机工作时碳/酚醛层内热物性参数与热解反应变化较大,导致多层结构内能量分布更加均匀,使得钢壳体外表面温度显著升高,同时C/C抗烧蚀层表面烧蚀量显著下降;随着脉冲间隔时长的增加,C/C抗烧蚀层烧蚀量逐渐下降,碳/酚醛层内热解程度逐渐降低,钢壳体外表面温度先升高后下降,脉冲间隔时长60 s时钢外壳表面温度达到最大值。 展开更多
关键词 多脉冲固体火箭发动机 喷管 传热 烧蚀 热防护结构
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固体火箭发动机三氧化二铝液滴偏心碰撞过程数值研究
20
作者 巴燕 胡春波 +2 位作者 刘洋 王琢璞 杨文婧 《推进技术》 北大核心 2025年第9期122-137,共16页
固体火箭发动机燃烧室中存在大量熔融态凝相Al_(2)O_(3)液滴,其运动与碰撞特性对发动机两相流损失与比冲性能有重要影响。本文采用流体体积法模拟固体火箭发动机中熔融态Al液滴碰撞过程,并实验验证了算法的可靠性。开展熔融态Al_(2)O_(3... 固体火箭发动机燃烧室中存在大量熔融态凝相Al_(2)O_(3)液滴,其运动与碰撞特性对发动机两相流损失与比冲性能有重要影响。本文采用流体体积法模拟固体火箭发动机中熔融态Al液滴碰撞过程,并实验验证了算法的可靠性。开展熔融态Al_(2)O_(3)液滴碰撞过程研究,着重关注其中的液滴偏心碰撞过程,揭示了韦伯数、碰撞参数、液滴尺寸等对液滴碰撞结果的影响,获得了反弹、大变形后聚合、自反分离、拉伸分离等碰撞结果。研究表明,碰撞参数B≤0.1时,液滴随着We增大出现反弹、大变形后聚合、自反分离等碰撞结果,随着B增大至0.3以上,拉伸分离替代自反分离结果;而当B=0.2时,两种分离均不易发生。此外,随着液滴尺寸由20μm增大至250μm,大变形后聚合区域减小,液滴更倾向出现自反分离或拉伸分离。通过经验公式的拟合,获得了不同尺寸液滴聚合-自反分离、聚合-拉伸分离临界韦伯数预示公式,能够较好地预测液滴碰撞结果。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 两相流 三氧化二铝 偏心碰撞 数值模拟
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