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过载对固体火箭发动机影响的研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过发动机的地面旋转过载试验,获得了在旋转过载条件下固体火箭发动机的性能曲线及绝热层的烧蚀率,经与地面静止点火试验数据对比分析后认为:降低推进剂的铝粉含量,可以减轻粒子流对绝热层的烧蚀、冲刷作用;同时优化喷管型面,可以减少粒子沉积,减轻粒子流对喷管的烧蚀冲刷作用。 相似文献
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附面层引起的摩擦损失直接影响液体火箭发动机喷管效率,喷管附面层的计算对发动机性能的评估和提升具有重要意义。编制的用于计算液体火箭发动机喷管附面层的Fortran程序,对某型号发动机喷管的设计型面进行了计算,并讨论了附面层沿壁面的发展规律。结果表明:程序计算结果与CFD软件计算结果接近,对计算型面进行修正后比冲性能有所提升;在同样精度要求下,采用Fortran程序进行喷管附面层计算更方便,可显著缩短计算时间。 相似文献
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介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论.同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案:冲压喷管共用结构方案. 相似文献
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提出了波载体结构与一体化超燃冲压发动机的高超音速巡航导弹的性能计算方法,可求得不同波载体的升阻比和平面-容积比。燃烧室性能分析方法中包括了燃烧室截面积变化、空气和氢混合反应的热释放分布、热传导、摩擦、当量比和比热比对性能的影响。然后,基于二维最短喷管长度的无粘理论,进行了半壁喷管的分析。在喷管推力和升力计算及型面设计中,考虑了层流粘性的影响。最后,以平直压缩面波载型前体和一体化超燃冲压发动机构成的高超音速巡航导弹总体结构为例,进行了设计计算。 相似文献
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波载形高超音速巡航导弹与超燃冲压发动机的性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了具有波载体结构与一体化超燃冲压发动机的高超音速巡航导弹的性能计算方法,可求得不同波载体的升阻比和平面--容积比。燃烧室性能分析方法中包括了燃烧室截面积变化、空气和氢混合反应的热释放分布,热传导,摩擦当量比和比热比对性能的影响。然后,基于二维最短喷管长度的无粘理论,进行了半壁喷管的分析。在喷管推力和升力计算及型面设计中,考虑了层流粘性的影响。最后,以平直压缩面波载型前体和一体化超燃冲压发动机构 相似文献
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为了更真实地反映发动机尾焰流场的特征,以某型运载火箭为例,对其流场数值进行模拟.运用计算流体力学方法,以3维双喷管发动机为模型,考虑尾焰工况为氢气、一氧化碳、二氧化碳、水蒸气组成的混合气体,对运载火箭的发射流场进行模拟仿真,分析尾焰流的近场激波系结构和参数分布特征等.分析结果表明:混合气体情况下的流场各个参数分布和激波系结构与理论分析结果一致,地面上距离喷管中心1 m位置处受最大压力,大约为0.4 MPa,在两喷管中心温度最高,为2700℃,为后续相关实验测量提供了参考和理论依据. 相似文献
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超燃冲压发动机尾喷管数值分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用某软件对非对称喷管进行数值模拟,通过与NASA试验数据进行比较,验证了运用该软件对超燃冲压发动机尾喷管流场计算的可行性。对自行设计的超燃冲压发动机尾喷管进行数值模拟,考察了外部流场参数以及静压比对喷管性能的影响,为发动机喷管的性能评估提供了参考依据。 相似文献
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利用CFD软件Fluent建立了一个气动阀门发声器3D模型,模拟了其内流场分布规律。结果表明,气动阀门与谐振管共同作用,会对发声器内流场的速度和压力分布产生很大影响。模拟结果表明,Fluent对气动发声器内流场模拟结果合理,用于气动发声的设计与优化具有良好的前景。 相似文献
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针对火炮射击时炮口压力大而导致的振动问题,设计4 种不同结构的膛口装置。通过将火药燃气引入装
置内进行膨胀再排出的方式降低装置周围的压力,结合动网格技术对安装不同装置的膛口流场进行数值模拟,通过
对比无装置时炮口周围压力的下降程度来判定各装置的效果,并根据数值仿真结果对不同装置的降压效果进行分析。
计算结果表明:与无装置时相比,安装膛口装置后炮口周围压力明显降低,对该装置结构的进一步设计具有一定的
参考价值。 相似文献