微型固体火箭脉冲发动机两相流数值模拟 被引量：3

1

作者 张涵 李旭昌 王宏宇 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期131-134,共4页

应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均... 应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均匀分布,不同直径的颗粒在内流场中的分布情况不一样。在同一质量分数下,颗粒直径越大,对气相的传热和阻碍作用就越小,颗粒直径越小,粒子的随流性越好,与气相能量和动量的交换越显著。 展开更多

关键词 微型固体火箭脉冲发动机 两相流 数值模拟

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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

2

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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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

3

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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燃面突变脉冲触发固体火箭发动机不稳定燃烧的数值模拟

4

作者 魏家琛 范文琦 王兵 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第2期195-204,共10页

为研究固体火箭发动机燃烧不稳定的触发和驱动机制,基于复合推进剂非均质燃烧特性提出了一种燃面突变脉冲触发不稳定燃烧的物理机制猜想,建立了基于压强耦合响应函数的推进剂燃面质量流率数值模型以及燃面突变脉冲等效数值模型,开展了... 为研究固体火箭发动机燃烧不稳定的触发和驱动机制,基于复合推进剂非均质燃烧特性提出了一种燃面突变脉冲触发不稳定燃烧的物理机制猜想,建立了基于压强耦合响应函数的推进剂燃面质量流率数值模型以及燃面突变脉冲等效数值模型,开展了由燃面突变脉冲触发固体火箭发动机不稳定燃烧的数值模拟研究。结果表明,针对所研究的发动机和推进剂药柱模型,燃面突变脉冲触发了不稳定燃烧现象,在燃烧室内形成以一阶轴向振型为主的压强振荡;压强耦合响应函数和压强指数两个推进剂参数对不稳定燃烧的影响显著,降低这两个参数值均可有效抑制不稳定燃烧现象;燃面突变脉冲的产生概率和强度的增大会明显缩短压强振荡到达极限环的时间;推进剂中的铝(Al)粉对不稳定燃烧中的粒子阻尼作用影响显著。数值模拟结果验证了所提出的物理机制猜想,并基于此提出了抑制不稳定燃烧的可行方法。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 复合推进剂 燃面突变脉冲 不稳定燃烧 数值模拟

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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

5

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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触发激励下固体火箭发动机声腔特性实验

6

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压强抬升的影响 被引量：1

7

作者 张文昊 李军伟 +3 位作者 曾佳进 卢健程 牛俊博 王宁飞 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期310-320,共11页

为了解固体火箭发动机在脉冲触发激励下的工作性能,设计了一种脉冲触发实验系统并开展实验研究,建立了脉冲触发内弹道模型。结果表明,实验系统压强抬升响应时间在25 ms以内,相较于延长段位置,发动机头部的压强扰动更大,扰动传播速度为12... 为了解固体火箭发动机在脉冲触发激励下的工作性能,设计了一种脉冲触发实验系统并开展实验研究,建立了脉冲触发内弹道模型。结果表明,实验系统压强抬升响应时间在25 ms以内,相较于延长段位置,发动机头部的压强扰动更大,扰动传播速度为1259 m/s;脉冲触发器峰值压强与发动机压强抬升预示误差均小于6%;延长段越长,脉冲触发产生的压强抬升越小;脉冲药量越大,压强抬升越大,脉冲药量与压强抬升呈近线性关系,药量从3 g增加到8 g,发动机压强抬升率从8.142%提升到31.594%;发动机压强抬升随脉冲触发器节流孔径的提升显著增大,孔径从1 mm增大到4 mm,压强抬升率从1.656%提升到了27.448%,壅塞作用导致1 mm的节流孔径无法达到脉冲触发效果;发动机压强抬升随着发动机喉径的增大而减小,喉径从12.50 mm提升到14.00 mm,压强抬升率从19.204%降低到了14.771%;对于本实验系统,触发时刻对发动机压强抬升影响小。 展开更多

关键词 脉冲触发 固体火箭发动机 内弹道 压强抬升 复合推进剂

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双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀特性研究 被引量：3

8

作者 沈人杰 李映坤 陈雄 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期120-130,共11页

针对双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀热防护问题,基于热解动力学和热化学烧蚀理论,建立了芳纶/三元乙丙橡胶(EPDM)变热物性传热烧蚀模型,结合Ⅰ脉冲燃烧室绝热层工作过程的热载荷环境分布特征,开展了Ⅰ脉冲绝热材料与钢壳体... 针对双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀热防护问题,基于热解动力学和热化学烧蚀理论,建立了芳纶/三元乙丙橡胶(EPDM)变热物性传热烧蚀模型,结合Ⅰ脉冲燃烧室绝热层工作过程的热载荷环境分布特征,开展了Ⅰ脉冲绝热材料与钢壳体一体化传热烧蚀研究,分析了不同脉冲间隔时间、不同脉冲工作时间对绝热层烧蚀特性的影响。研究结果表明:热流作用初期绝热材料表面升温迅速,但温度上升速率和炭化层厚度增长速率随能量扩散不断降低;Ⅱ脉冲工作时,Ⅰ脉冲绝热层烧蚀严重区域与气流剪切力极大值区域对应;不考虑炭化层整体剥落的前提下,脉冲间隔时间越长,Ⅰ脉冲绝热层烧蚀厚度越小,但Ⅰ脉冲燃烧室壳体温度越高,越容易影响发动机结构完整性;脉冲工作时间越长,烧蚀厚度增加速率越小;双脉冲发动机工作时间一定时,Ⅱ脉冲工作时间占比越大,烧蚀厚度越大。炭化层厚度在24 s左右达到最大值。 展开更多

关键词 双脉冲固体火箭发动机 变热物性 烧蚀 三元乙丙橡胶(EPDM) 传热

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双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究 被引量：14

9

作者 李江 肖育民 +3 位作者 何国强 张伟青 杨雨阳 马国宝 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第3期61-64,共4页

利用Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对双脉冲固体火箭发动机的二次点火过程进行了内视研究。通过对ＲＴＲ图像的分析，弄清了隔板的打开模式以及塞子在一级燃烧室中的运动规律，运用图像处理技术还获得了塞子飞出隔板后的平均速... 利用Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对双脉冲固体火箭发动机的二次点火过程进行了内视研究。通过对ＲＴＲ图像的分析，弄清了隔板的打开模式以及塞子在一级燃烧室中的运动规律，运用图像处理技术还获得了塞子飞出隔板后的平均速度及塞子与喷管碰撞后的反弹速度，这些结果为这种新型发动机的设计提供了实验依据。 展开更多

关键词 双脉冲 固体火箭发动机 RTR 二次起动

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空空导弹多脉冲固体火箭发动机能量分配优化研究 被引量：12

10

作者 王志健 何国强 +1 位作者 魏祥庚 刘佩进 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第6期144-146,共3页

针对多脉冲固体火箭发动机在空空导弹上的应用,以扩大空空导弹的不可逃逸攻击距离作为主要优化目标,同时考虑导弹的最远射程和末端速度,借用遗传优化算法,对双脉冲和三脉冲发动机的综合性能参数进行了优化,得到了导弹综合性能最优的发... 针对多脉冲固体火箭发动机在空空导弹上的应用,以扩大空空导弹的不可逃逸攻击距离作为主要优化目标,同时考虑导弹的最远射程和末端速度,借用遗传优化算法,对双脉冲和三脉冲发动机的综合性能参数进行了优化,得到了导弹综合性能最优的发动机能量分配方案,为空空导弹多脉冲发动机的设计提供了理论依据。 展开更多

关键词 空空导弹 多脉冲固体火箭发动机 能量分配 遗传算法

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一种脉冲固体火箭发动机内流场数值分析 被引量：5

11

作者 尹自宾 房雷 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2014年第2期101-104,共4页

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... 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。 展开更多

关键词 脉冲固体火箭发动机 流场 隔离装置 CFD

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固体火箭发动机绝热层脱粘的脉冲热像检测分析 被引量：4

12

作者 郭兴旺 陈栋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期169-175,共7页

为了给红外热像法在固体火箭发动机绝热层检测中的应用提供科学依据,用数值模拟法分析了绝热层脱粘脉冲热像检测的基本规律。得到了决策参数与结构参数之间的多变量关系,并对部分检测规律进行了实验验证。最大温差和最大对比度与脱粘尺... 为了给红外热像法在固体火箭发动机绝热层检测中的应用提供科学依据,用数值模拟法分析了绝热层脱粘脉冲热像检测的基本规律。得到了决策参数与结构参数之间的多变量关系,并对部分检测规律进行了实验验证。最大温差和最大对比度与脱粘尺寸之间的关系,可用分段线性函数近似描述,随着脱粘尺寸的增大,最大温差和最大对比度都增加;最大温差和最大对比度与绝热层厚度的关系是非线性函数关系,随着绝热层厚度增加,最大温差和最大对比度迅速下降;钢壳厚度的增加,对从绝热层一侧的单面法检测有利。所得数据和结论为固体火箭发动机绝热层脱粘的脉冲热像检测提供了指导。 展开更多

关键词 红外无损检测 固体火箭发动机 绝热层 脱粘 脉冲热像法 数值模拟

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双脉冲固体火箭发动机脉冲隔离装置设计与试验 被引量：5

13

作者 梅开 李军伟 +1 位作者 王中 王宁飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第4期758-766,共9页

为提高固体火箭发动机的能量利用效率,设计了一种以堵板、塞子为主体结构的脉冲隔离装置(PSD),该装置不同于传统的PSD,堵板选材为钨渗铜,塞子选用聚甲醛(POM)、聚己内酰胺(MC)工程塑料,PSD组件以其简单的结构实现了对发动机燃烧室的分... 为提高固体火箭发动机的能量利用效率,设计了一种以堵板、塞子为主体结构的脉冲隔离装置(PSD),该装置不同于传统的PSD,堵板选材为钨渗铜,塞子选用聚甲醛(POM)、聚己内酰胺(MC)工程塑料,PSD组件以其简单的结构实现了对发动机燃烧室的分隔。通过水压试验,测试了不同材料塞子的爆破压力,对比理论计算的爆破压力值,发现其结果有良好的一致性;POM和MC材料可以承受20MPa以上的压力冲击,并在二脉冲工作时顺利打开,其中,POM的爆破压力为39.8MPa。试验结果证明,PSD在双脉冲固体火箭发动机中可行且具有优良的可靠性。 展开更多

关键词 双脉冲固体火箭发动机 脉冲隔离装置 水压试验 能量控制

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一种软隔层双脉冲固体火箭发动机点火冲击仿真分析 被引量：7

14

作者 王坚 陈雄 +1 位作者 许进升 李宏文 《南京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期778-783,共6页

为实现对双脉冲固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火冲击过程中燃烧室全域的数值计算,搭建了1种流固耦合求解器。该求解器基于ANSYS Workbench平台,使用用户自定义函数(UDF)功能进行了推进剂点火、燃烧和加质等模型的建立以及边界条件的定义。结... 为实现对双脉冲固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火冲击过程中燃烧室全域的数值计算,搭建了1种流固耦合求解器。该求解器基于ANSYS Workbench平台,使用用户自定义函数(UDF)功能进行了推进剂点火、燃烧和加质等模型的建立以及边界条件的定义。结合动网格技术,实现了对采用隔层式隔离装置的Ⅱ脉冲燃烧室的全域数值计算。计算结果表明,Ⅱ脉冲点火冲击过程呈现典型的大变形域流动特性,同时,流场中压强、温度等属性受到推进剂燃烧、加质和隔层形变的影响作用明显;固体区域中,隔层的各形变阶段可以明显区分,推进剂直角处应力集中现象显著。 展开更多

关键词 软隔层 双脉冲发动机 固体火箭发动机 点火 冲击 燃烧室 流固耦合 推进剂

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双脉冲固体火箭发动机隔舱打开与破片运动过程模拟 被引量：2

15

作者 乐浩 覃海艺 +2 位作者 杨明 娄永春 崔振山 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期1580-1586,共7页

相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱... 相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱动函数,模拟燃气流对破片的连续作用力,计算得到了在不同时刻破片的空间分布规律、撞击点位置及发动机内部损伤情况,保证了破片运动过程的高保真还原。其次,为了验证仿真结果的准确性,进行了模拟二脉冲初始工况的热流试验,发现破片撞击位置及损伤程度的仿真结果与试验数据一致性较高,其中撞击位置的预示误差小于9%,试验结果充分验证了有限元模型的准确性。由此,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机金属隔舱破片运动过程的分析模型,实现了破片撞击位置及损伤程度的高精度预示。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 脉冲发动机 损伤 隔舱 可靠性 数值模拟 试验

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内孔隔板脉冲固体火箭发动机隔板传热分析 被引量：1

16

作者 李修明 王一白 +2 位作者 李海涛 曹熙炜 刘宇 《兵器装备工程学报》 CAS 2017年第2期57-60,74,共5页

采用一维烧蚀模型和二维Ansys简化模型分别对内孔隔板脉冲固体火箭发动机的隔板热载荷进行了传热分析。结果表明,两种模型下隔板内侧温度随时间的变化规律基本一致,即在初期温度变化很小,基本稳定;经过一段时间,温度开始快速爬升;隔板越... 采用一维烧蚀模型和二维Ansys简化模型分别对内孔隔板脉冲固体火箭发动机的隔板热载荷进行了传热分析。结果表明,两种模型下隔板内侧温度随时间的变化规律基本一致,即在初期温度变化很小,基本稳定;经过一段时间,温度开始快速爬升;隔板越厚,温度爬升的时间点越靠后,温度爬升的速率越小。不同点在于,同样厚度的隔板,一维烧蚀模型温度爬升的速率比二维Ansys模型要大,即在同样的设计条件下,采用前者的隔板安全厚度要大于后者,可为工程应用提供一定参考。 展开更多

关键词 脉冲固体火箭发动机 内孔隔板 传热 数值分析

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某隔舱式双脉冲固体火箭发动机堵膜打开性能研究 被引量：1

17

作者 周鑫鑫 孟红磊 +1 位作者 罗一智 刘鎏 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2022年第3期332-336,共5页

为提高隔舱式双脉冲固体火箭发动机金属堵膜设计的可靠性,针某隔舱式双脉冲发动机,采用显式动力学仿真方法就金属堵膜材料及部分结构参数对发动机堵膜打开性能的影响进行了分析研究,并设计了堵膜打开试验装置,分别对铝制圆形翻折边堵膜... 为提高隔舱式双脉冲固体火箭发动机金属堵膜设计的可靠性,针某隔舱式双脉冲发动机,采用显式动力学仿真方法就金属堵膜材料及部分结构参数对发动机堵膜打开性能的影响进行了分析研究,并设计了堵膜打开试验装置,分别对铝制圆形翻折边堵膜结构和紫铜制八边形翻折边堵膜结构进行堵膜打开验证试验。计算结果表明:金属堵膜打开时,延伸率较高的紫铜堵膜断裂飞出的极限角度约为铝堵膜的1.7倍,可以更好防止膜片打开过程中的碎片飞出;金属堵膜预制削弱槽深度也会影响其打开性能,预制削弱槽越深,金属堵膜打开压强越低;相对圆形翻折边结构,采用正八边形翻折边的堵膜结构断裂飞出的极限角度更大,约提高14%左右,且结构更加完整。堵膜打开试验结果与仿真结果基本一致。 展开更多

关键词 双脉冲固体火箭发动机 隔舱 金属堵膜 预制削弱槽 打开性能

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双脉冲固体发动机隔板预紧载荷数值分析 被引量：9

18

作者 刘亚冰 王长辉 +1 位作者 刘宇 林震 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期573-577,共5页

针对装配预紧力载荷容易导致双脉冲固体火箭发动机陶瓷隔板破坏的问题,利用ANSYS软件建立了陶瓷隔板组件的平面轴对称有限元模型,分析了陶瓷隔板与其支撑紧固件之间的相互作用。认为陶瓷隔板与紧固件之间接触压力引起的翘曲变形是引起... 针对装配预紧力载荷容易导致双脉冲固体火箭发动机陶瓷隔板破坏的问题,利用ANSYS软件建立了陶瓷隔板组件的平面轴对称有限元模型,分析了陶瓷隔板与其支撑紧固件之间的相互作用。认为陶瓷隔板与紧固件之间接触压力引起的翘曲变形是引起破坏的直接因素,发现等厚度设计形式的陶瓷隔板对预紧载荷的承受能力不足,难以保证其安全装配。计算分析了各结构设计参数对提高陶瓷隔板预紧载荷承受能力的影响,发现修改紧固件结构成效不理想,较合理的方法是优化陶瓷隔板的设计形式,提高其预紧力载荷承载能力的同时兼顾较好的易碎性。 展开更多

关键词 双脉冲固体火箭发动机 陶瓷隔板 预紧载荷 有限元分析

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双脉冲固体发动机铝膜隔板设计和试验研究 被引量：14

19

作者 石瑞 王长辉 苌艳楠 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期190-194,共5页

提出了带有刻痕的铝膜隔板及其组件的设计方法,对铝膜隔板结构进行设计数值分析和试验研究。对不同厚度和刻痕深度的铝膜隔板进行了耐压和破裂试验,并对试验结果进行了分析。研究表明,带有支架的铝膜隔板具有第一脉冲耐压,第二脉冲破裂... 提出了带有刻痕的铝膜隔板及其组件的设计方法,对铝膜隔板结构进行设计数值分析和试验研究。对不同厚度和刻痕深度的铝膜隔板进行了耐压和破裂试验,并对试验结果进行了分析。研究表明,带有支架的铝膜隔板具有第一脉冲耐压,第二脉冲破裂的特性,能满足脉冲发动机隔板的要求。隔板的刻痕中心处为应变最大区域,二脉冲时铝膜隔板从中间薄弱处破裂爆开,满足定向破裂的要求。数值计算和试验都表明,刻痕处的隔板厚度一定时,二脉冲破裂压强随着隔板厚度增加而增加,而刻痕处的隔板厚度对二脉冲破裂压强大小起着决定性的作用。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 双脉冲发动机 铝膜隔板 多次启动

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某型固体火箭发动机不稳定燃烧仿真分析与试验 被引量：8

20

作者 李娟 王占利 +2 位作者 王栋 李鹏飞 王牧昕 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期151-155,共5页

针对某型大长径比固体火箭发动机研制过程中,发动机地面试验出现不稳定燃烧的现象,结合声腔频率分析方法和地面试验过程中增加脉冲触发,对其产生不稳定燃烧的频率范围进行了分析,通过优化发动机型腔结构改变发动机固有声腔频率,消除了... 针对某型大长径比固体火箭发动机研制过程中,发动机地面试验出现不稳定燃烧的现象,结合声腔频率分析方法和地面试验过程中增加脉冲触发,对其产生不稳定燃烧的频率范围进行了分析,通过优化发动机型腔结构改变发动机固有声腔频率,消除了不稳定燃烧现象,优化后的发动机通过地面试验增加脉冲触发进行验证。结果表明,所采用的声腔频率分析方法、优化改进措施及脉冲触发验证方法有效。 展开更多

关键词 固体火箭发动机 不稳定燃烧 脉冲触发 声腔频率

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