葛爱学[1]2004年在《固体火箭发动机点火过程与装药裂纹相互作用机理研究》文中进行了进一步梳理固体火箭发动机的内部工作过程极其复杂,几十年来,通过大量理论和实验研究,对固体火箭发动机正常工作过程已有了较为深刻的了解,一些对工程设计具有重要指导意义的数学模型和设计规范已逐步建立和完善。然而,浇注式固体火箭发动机在固化冷却、长途运输、长期储存、勤务处理和发射准备期间,药柱内可能产生裂纹、气泡和脱粘等各种缺陷,这些缺陷会导致发动机工作时(尤其是点火瞬间)燃烧面积异常,从而使发动机内弹道工作参数偏离设计值,严重时甚至造成发动机爆炸的恶性事故。因此,开展对装药含缺陷的固体火箭发动机工作过程进行深入研究,建立一套有效的固体火箭发动机质量评判准则和体系,是目前国内外研究的前沿和热点之一。 本文通过对固体火箭发动机点火动力学过程的理论分析和数值模拟,开展固体火箭发动机点火增压过程与装药裂纹相互作用机理的研究,深入研究点火过程中装药裂纹内部微观动力学特性及其对发动机宏观内弹道特性的影响规律。研究成果和方法对开展装药中气泡、脱粘等缺陷研究同样适用,它对于深入揭示包含有装药缺陷的固体火箭发动机动力学特性具有重要意义,为进一步开展含缺陷装药破坏机理研究和建立固体火箭发动机质量评判准则奠定了坚实的技术基础。 本文主要研究内容如下: 1.通过对固体火箭发动机装药缺陷问题研究历史和最新进展的综述和分析,阐明了装药中的裂纹是造成发动机工作失效的最重要缺陷之一,而点火增压过程的非线性、非定常流动现象是造成装药裂纹扩展的最重要因素之一,因此,深入研究点火增压过程与装药裂纹相互作用的物理机理,对合理建立固体火箭发动机质量评判准则具有非常重要的意义。基于这一认识,提出了从固体火箭发动机点火过程的流体动力学特征入手,开展固体火箭发动机装药缺陷问题研究的新思路。分析了现有实验和计算手段开展这一问题研究的局限性,首次提出了将发动机宏观内流场模拟与装药裂纹内的微观流场模拟相结合的研究方案,该方案既可以对含裂纹固体装药的破坏机理进行研究,又可以将其结果直接应用于固体火箭发动机质量评判。 2.运用数值模拟方法开展固体火箭发动机装药缺陷问题研究。采用包含湍流、两相流和化学非平衡流模型的N-S方程,应用能够方便地处理湍流、两相流和化学非平衡流模型的统一离散方法编制了计算软件;在化学非平衡流动计算方面提出了解耦算法,有效解决了计算过程中的刚性问题,该算法还具有公式推导简单和调整反应动力学模型方便等优势;两相流动计算采用基于粒子仿真方法的颗粒轨道模型;湍流计算模式采用κ-ε模型。在此基础上通过与其它计算和试验结果的比较,对软件的可靠性进行了验证,表明这一软件可以作为点火增压过程与装药裂纹相互作用机理研究的工具。 3.点火增压过程的宏观流动特性及其对发动机工作过程的影响研究。针对大型内孔
胡伟[2]2010年在《固体火箭发动机点火瞬态相关问题数值研究》文中提出固体火箭发动机的点火瞬态过程极其复杂,最容易发生异常导致发动机点火性能不理想或发射失败,甚至会出现更为严重的爆炸事故,开展点火瞬态过程的数值仿真研究具有很强的工程应用背景和实际意义。本文应用计算流体力学软件FLUENT针对发动机点火瞬态相关问题的两个方面进行了数值研究。从工程应用出发,针对长通道内外燃管型装药固体火箭发动机,采用计算流体力学软件FLUENT的源相法和UDF(用户自定义函数)技术对点火瞬态过程进行了轴对称数值研究,研究了点火瞬态过程的流动状态和流场参数变化,获得了发动机头部压强-时间曲线,并通过点火控制技术对点火方案进行了优化。研究结果表明,数值计算获得的发动机头部压强-时间曲线与试验曲线吻合较好,优化方案可明显降低点火延迟时间,可为发动机下一步的点火改进设计和试验提供参考。针对含潜入式喷管固体火箭发动机的点火升压初始阶段,在喷管堵盖尚未打开的情况下,对发动机非线性、非定常的点火增压过程进行了数值研究,分析了点火冲击波的形成机理和装药表面的压力振荡情况,研究了潜入式喷管引入的空腔体积以及点火器出口压强对装药表面压力振荡的影响。随后以点火增压过程的流场参数作为装药裂纹入口的边界条件,数值模拟了点火冲击波绕射裂纹的非定常过程,研究了激波在裂纹内的传播规律,探讨了裂纹几何形状对超压的影响。研究结果表明,点火冲击波造成的压力振荡在发动机头部和背部容腔内表现最为剧烈,升压梯度远大于正常点火的升压梯度值；压力峰值和升压梯度峰值随空腔体积的增加而递减,随点火器出口压强的增加而递增；裂纹顶端是应力集中区,最易发生裂纹扩展；裂纹几何形状对裂纹内超压具有重要影响,叁角形裂纹比矩形裂纹更容易在裂纹顶端产生应力集中,为裂纹的扩展提供了可能。
唐强[3]2007年在《固体火箭发动机点火瞬态相关问题研究》文中指出固体火箭发动机点火过程较容易出现故障，对这一问题的流动机理及其影响因素研究工作的开展具有实际应用价值。论文主要针对以下有关点火的两方面问题进行研究：1．针对某翼柱型装药固体火箭发动机，对点火初期燃烧室内非线性、非定常流动过程进行了数值模拟，研究了发动机装药通道中的增压过程，考察了点火器喷流与装药表面之间瞬态冲击情况。同时，计算并比较了不同r_(ig)／R_p(点火器出口半径与主发动机通道半径之比)情况下，不同点火器出口压强对装药表面冲击的影响。模拟结果表明，点火器喷流产生的冲击波使升压速率骤变，将在装药表面形成很大应变速率动载荷，并且装药内壁不同位置的动载荷有很大差别。在装药表面固定位置，最大压强值随点火器出口半径呈线性变化趋势。2．从工程应用出发，针对某大长径比柱型装药固体火箭发动机，对点火瞬态过程进行了数值模拟。模拟得到了点火瞬态燃烧室内压强—时间曲线，定量分析了点火瞬态燃烧室压强随时间变化的几个典型阶段以及不同阶段升压速率的变化情况。同时通过改变不同的参数(如火焰传播速度常数、喷管堵盖打开压强、点火器流率、推进剂燃速以及不同喷管喉径)分析比较了发动机点火过程中压强上升段升压速率随时间的变化情况。结果表明，参数的改变对点火瞬时压强上升段升压速率产生了一定的影响。
孟亮飞[4]2010年在《阶梯装药固体火箭发动机点火瞬态内流场特性研究》文中提出固体火箭发动机的点火过程是一个短暂而且复杂的非定常过程,本文针对阶梯装药固体火箭发动机在M21野战火箭弹上的成熟应用,对其发动机的点火过程进行了分析研究。阶梯装药固体火箭发动机采用的是中置双向喷流点火具,在其点火瞬态过程中的点火特性兼具头部点火和尾部点火的特点,点火燃气与前后燃烧室燃气的迭加形成复杂的流场结构。根据阶梯装药固体火箭发动机的特点建立非定常二维轴对称模型,采用FLUENT软件,通过UDF编程对点火内流场进行了数值模拟,并且对阶梯装药固体火箭发动机点火瞬态内流场特性进行了分析研究,得到了点火过程中前、后燃烧室的压强和温度分布及传播情况。在点火初期,点火具前后喷孔附近存在着很强烈的激波和漩涡现象,并针对不同时刻、不同部位的相关参数特性进行了分析比较。此外还通过考虑在有无推进剂燃气加质的条件下,分析了推进剂燃气加质对内流场增压的重要作用。结合阶梯装药固体火箭发动机中特殊的点火具结构及安置方式,分别考虑了点火具质量流率特性及点火具喷孔半径等因素对发动机点火内流场的影响。通过设置不同的点火具作用时间得到与之对应的点火具质量流率特性,并分别分析了100ms、125ms、150ms、175ms、200ms这五个不同的点火具作用时间段对应的内流场特性,得到了不同的点火具质量流率特性对发动机点火过程中不同时刻形态各异的内流场,并对喷管堵盖开启瞬间出现的“泄压二次峰值”现象进行了分析；又对2mm、4mm、6mm、8mm、10mm、12.5mm等不同的点火具喷孔半径对内流场特性进行了数值模拟和分析,针对点火初期由于点火具喷孔半径的变化产生的“喷射效应”进行了分析研究,并对前后燃烧室的不同部位的局部流场特性和总体流场特性分别进行了对比分析,得出在改变点火具喷孔半径的条件下,温度的变化比压强的变化更敏感的结论。通过对阶梯装药固体火箭发动机点火内流场特性的分析,得到了不同时刻、不同部位、不同条件下的点火内流场,为阶梯装药固体火箭发动机点火过程及相关特性的深入研究提供理论参考和依据。
余贞勇[5]2000年在《固体火箭发动机翼槽火焰传播机理研究》文中指出由于翼柱形装药的优点,固体发动机广泛采用了带前、后翼槽的推进剂药柱及潜入喷管结构。由于翼槽内的火焰传播过程对整个点火升压过程有着潜在的影响,且点火器性能、燃烧室压强、翼槽的结构尺寸、喷管的潜入深度等参数如何选取以达到性能匹配一直是设计人员比较关心的课题。因此,本文的研究目的是更好地认识带潜入喷管的发动机药柱后端翼槽内的燃气流动规律和火焰传播过程,研究不同参数变化对翼槽火焰传播的影响,建立可用于设计的火焰传播关系式,满足工程设计的需要。本文对具有翼柱型装药、潜入喷管结构发动机的火焰传播过程进行了较为系统的实验研究和数值分析。建立了采用高速运动分析方法的火焰传播实验系统;设计了两种点火器强度、叁种翼槽尺寸、两种不同潜入深度的模拟实验装置;进行了翼槽带药和翼槽不带药的共23 发点火实验;研究了不同点火强度、初始来流速度、燃烧室压强、升压速率等性能参数与翼槽的结构尺寸、喷管的潜入深度等结构尺寸间的匹配关系;在实验数据的基础上,得出了翼槽部位的燃气充填时间、火焰传播速度的拟合公式;并对点火瞬态翼槽内的燃气充填过程进行了数值模拟。在此基础上,建立了便于工程应用的模拟复杂药柱结构点火升压过程的数学模型;针对某实际发动机,对其在点火升压过程的工作特性进行了分析,并研究了不同参数波动对发动机点火升压过程的影响。主要结论有:(1). 本文的研究成果进一步揭示了翼槽部位火焰传播的全过程,首次提出了翼槽临界点燃压强这一概念。翼槽内的火焰传播过程分为两个阶段:燃气充填阶段和翼槽内火焰传播阶段。首先是主流燃气在翼槽部位的快速充填;当燃烧室压强高于翼槽临界点燃压强时,进入火焰传播阶段。翼槽的临界点燃压强与推进剂本身的燃烧特性和翼槽的结构尺寸有关。(2). 翼槽内的火焰传播速度除与推进剂本身燃烧特性有关外,还主要受到翼槽开口部位的升压梯度和翼槽的宽度影响;翼槽部位的火焰传播速度比典型圆筒段的火焰传播速度低1 到2个数量级,本文实验测出的翼槽部位径向平均火焰传播速度小于10m/s。(3). 数值模拟结果描述了点火瞬态燃气在翼槽内的充填过程,与实验结果基本一致。在燃烧室压强建立以前,整个流场都异常混乱,存在着前后振荡的趋势;在燃烧室压强建立以后,圆筒段和潜入段流场趋于稳定,翼槽部位的流场仍然复杂,不仅有涡流存在,而且同样存在来回振荡的趋势。(4). 在点火升压过程数学模型中引入了临界点燃压强的概念,并考虑了翼槽内火焰传播速度的影响,建立了便于工程应用的翼柱型发动机点火升压过程计算方法,计算结果与试验结果吻合较好。(5). 推进剂的燃烧特性及喷管堵盖打开压强对点火升压过程有较大影响。推进剂燃烧特性、翼槽结构、喷管堵盖打开压强共同影响着燃烧室的升压梯度,决定了点火延迟时间的长短;过低的堵盖打开压强是导致升压曲线出现转折凹凸的主要原因。
王金[6]2008年在《固体火箭发动机含缺陷推进剂粘弹性力学行为分析》文中研究表明推进剂是典型的粘弹性材料,它的失效和破碎会导致燃烧面积突然增大,使燃烧室压力增大,影响发动机预定推力,严重时,会引起爆炸等灾难性事故,所以,固体火箭发动机推进剂结构的粘弹性力学行为分析,尤其是含缺陷推进剂在轴向过载和复杂温度工况下的粘弹性力学行为分析是极其重要的。本研究以固体火箭发动机推进剂在火箭发射瞬间和飞行过程中常见的过载工况和复杂温度工况为工程背景,以含缺陷六面体推进剂试件和某型固体火箭发动机含缺陷推进剂试验模型为研究对象,对推进剂粘弹性理论,含缺陷推进剂断裂力学理论,影响推进剂力学性能的因素和热粘弹性结构分析的有限元理论基础作了综述,最后,应用ANSYS有限元分析软件,对两种含缺陷推进剂测试和试验模型的粘弹性力学特性进行了数值仿真研究。本文完成了以下主要工作:1.建立合理推进剂材料的粘弹性力学模型。根据国内外对推进剂材料粘弹性力学性能的研究结果,选择广义Maxwell线性粘弹性模型,采用二十个并联的Maxwell元件与一个弹簧元件并联的模型,它能比Maxwell线性粘弹性模型更适合较复杂的推进剂粘弹性力学行为的描述。2.建立了粘弹性有限元分析的力学模型。针对含缺陷六面体推进剂试件和某型发动机含缺陷推进剂试验模型建立了有限元分析的结构模型,根据单向拉伸,轴向过载,固化降温,低温拉伸和点火发射五种工况建立了叁维粘弹性有限元分析力学模型。3.针对含缺陷六面体推进剂试件,采用叁维粘弹性有限元方法,研究了单向拉伸,固化降温和低温拉伸叁种工况下的粘弹性力学行为。通过对单向拉伸工况的计算分析,得到了随时间变化的应力场和应变场、最大应力和最大应变的位置和缺陷前缘高应变梯度区,并可根据计算结果估计裂纹开裂的方向。通过对固化降温工况的计算分析,得到了长时间变化的热应力场和热应变场,得到了降温收缩会导致裂纹区域应力增大的结论,并可根据裂纹降温收缩导致的高应变梯度计算分布规律,估计可能的裂纹开裂的方向。通过对低温拉伸工况的计算分析,得到了长期变化的机-热耦合应力场和应变场,并发现热应力是主要应力源,而机械应力退居为次要源。在降温幅度相等时,计算结果表明,低温拉伸工况和固化降温工况的应力和应变场比较接近。4.针对某型发动机含缺陷推进剂试验模型,根据结构的对称性,建立二分之一叁维粘弹性有限元分析力学模型,研究了轴向过载,固化降温和点火发射叁种工况下的粘弹性力学行为。通过对轴向过载工况的计算分析,得到了含缺陷推进剂试验模型随轴向过载变形下的位移场和应力场、最大应力和最大应变的空间位置和缺陷前缘空间高应变梯度区,也可根据计算结果估计裂纹开裂的空间方向。通过对固化降温工况的计算分析,得到了含缺陷推进剂试验模型长期变化的温度场、热应力场和热应变场,计算同时得到了降温收缩会导致裂纹区域应力增大的结论。通过对点火发射工况的计算分析,得到了热-机耦合瞬态应力场和瞬态应变场,并发现瞬态热应力是主要瞬态应力源,而瞬态机械应力是次要源。
曹杰[7]2012年在《自由装填固体火箭发动机装药点火冲击特性研究》文中认为随着火箭武器远程化、小型化的发展,固体火箭发动机中广泛使用具有大长径比和高装填密度的自由装填药柱。固体火箭发动机点火过程为典型的瞬态激励过程。在自由装填药柱发动机点火过程中,冲击载荷特性及固体推进剂药柱的力学特性较复杂,药柱的结构完整性容易受到破坏,也可能使装药内部微观缺陷增长造成结构破坏。因此本文针对自由装填固体火箭发动机在点火过程的装药冲击特性开展研究。本文建立了自由装填固体火箭发动机点火过程二维轴对称模型,采用UDF用户自定义函数对装药壁面传热、推进剂燃烧加质过程进行编程,通过流固耦合接口软件MpCCI以及FLUENT、ABAQUS软件进行数值仿真,对发动机点火流场建立过程压强载荷分布规律以及推进剂装药在点火过程中力学冲击特性进行了分析研究。本文主要内容包括以下几个方面：(1)根据自由装填固体火箭发动机点火流场建立过程及装药载荷分布规律,对装药力学结构特性进行分析。研究表明点火初期阶段点火激波造成推进剂装药应力集中,并随激波在装药通道内动态传播；推进剂燃烧加质阶段,高压燃气传播过程是形成装药壁面冲击的主要原因,Mise等效应力和位移变形最大值均发生在喷管堵盖开启前压强波后段：堵盖开启后,装药瞬态冲击特性消失,压强载荷趋于稳定。(2)针对点火器质量流率、点火器喷口直径、点火器距装药端面距离、喷流角度对发动机点火过程中装药冲击特性影响进行了流固耦合研究,得到发动机流场特性、装药壁面压差分布规律及其力学特性。结果表明点火器质量流率对装药点火力学冲击影响较复杂。点火器喷口直径、装药端面距离、燃气喷流角度均存在最优值,合理设计点火器结构可以使推进剂装药在点火过程中受到的力学冲击减小(3)对推进剂装药相关特性参数变化对自由装填固体火箭发动机点火冲击特性的影响进行了流固耦合分析研究。研究表明推进剂燃速和泊松比对装药点燃后各阶段的点火冲击特性产生较大影响。Mise等效应力和位移变形随推进剂燃速增大而显着增大。泊松比值在接近0.5变化时,装药应力及变形均随泊松比增大而增大；泊松比显着减小对发动机堵盖开启后阶段的装药力学结构影响较大。本文对自由装填固体火箭发动机点火冲击特性及其影响因素的研究可以为该类固体火箭发动机设计提供理论依据。
刘君, 徐春光[8]2005年在《固体火箭发动机点火过程与装药缺陷相互作用机理研究》文中进行了进一步梳理在固体火箭发动机(SRM)研制、生产、储存过程中,有时候会产生如装药界面脱粘、浇注气泡、拔模表面损伤、运输震动裂纹和存储老化裂纹等缺陷:这些小缺陷对发动机性能的影响复杂,有时没有明显变化、有时引起大小不同的推力异常、产生装药结构破坏、甚至爆炸事故;因此,装药缺陷对SRM性能和安全影响是SRM研制过程中十分关心的问题。西北工业大学何国强博士对国内外学者的研究成果进行了较细致综述:大量的实验表明升压梯度是导致裂纹扩展的重要因素。由于SRM内流场难以精确测量和缺少可视化信息,对产生增压速率的点火过程与装药缺陷相互作用的流动机理缺少研究。
吴静[9]2012年在《固体火箭发动机点火冲击过程流固耦合仿真研究》文中进行了进一步梳理在固体发动机点火瞬间,固体推进剂药柱受点火燃气压力作用产生变形,变形应力会传递给应力释放罩和壳体,从而造成药柱和其他部件的脱粘,而结构场的变形又会对燃气流场产生影响,即固体发动机点火瞬间的流固耦合现象。对于大型固体火箭发动机,在地面试验和飞行过程中,由于自身结构的固有缺陷,出现脱粘现象的概率较高,如果药柱表面存在表面裂纹,则裂纹有可能会扩展,这会导致意外事故的发生。因此从流固耦合的角度来研究点火升压阶段的发动机内部的应力应变以及流场压强流速的情况,是非常有必要的。本文以固体火箭发动机在点火升压过程中,所常见的强度问题为研究背景,以某一型号的固体火箭弹发动机为眼中对象,利用流固耦合软件MpCCI将Fluent和Abaqus连接耦合,从叁维和二维结果对发动机的流固耦合情况进行了多方面的数值仿真研究。主要研究内容为：1)计算了叁维两端装药固体火箭发动机点火升压瞬间燃烧室流场与结构场的变形情况,从非传热角度,描述了应力释放罩在点火升压阶段对于整体发动机结构完整性的影响。认为药柱最大变形点位于前半段星型药柱的星根处,并且星型药柱变形量大于管状药柱变形量；2)对比了位于不同位置的应力释放罩的应力应变情况,认为药柱翼槽处存在较大压力差,这会导致药柱大变形的产生,所以应该是以后的研究中的重点设计优化对象；3)建立了单孔管状药柱的二维含裂纹模型,分析了含有裂纹的发动机点火升压的具体流场参数和结构场应力应变的变化情况,得到了入口压强和裂纹长度对于裂纹场稳定性的影响。认为在流固耦合初始阶段,裂纹尖端应力场的应力强度因子没有达到临界值,不会出现扩展。
费阳[10]2010年在《含裂纹固体火箭发动机性能分析》文中提出与以往集中于固体装药裂纹本身力学性能及燃烧条件下动态扩展的研究工作不同,本文直接分析装药裂纹对发动机性能的影响,建立了含裂纹发动机性能预示模型。研究工作为含装药缺陷发动机工程判废提供了理论指导。基于Level Set界面追踪理论提出了含裂纹装药燃面计算方法,结合Level Set改进sub cell fix重新初始化方法,提高了Level Set方法在燃面计算中的通用性。将Level Set燃面计算方法进行了改造,使其可计算沿轴线各点燃烧周长,可与一维内弹道计算较好融合。以某发动机装药为对象,检验了Level Set燃面计算方法通用性及准确性,计算结果表明该燃面计算方法对含缺陷复杂装药燃面推移处理能力强,不仅为含裂纹装药燃面计算提供了有效方法,而且为分析装药裂纹对发动机性能影响奠定基础。考虑到装药含裂纹时压强轴向分布特点,本文建立了一维准定常内弹道计算模型,结合Level Set燃面计算方法,提出了含裂纹发动机内弹道预示模型,利用实验数据对模型有效性及准确性进行了检验。对某型号固体火箭发动机含不同装药裂纹时内弹道性能进行了计算与评估。研究结果表明:(1)当裂纹初始面积所占总燃面比例小于5%时,发动机头部压强曲线、推力曲线受扰动较小;(2)当裂纹初始面积所占总燃面比例在5%~10%时,发动机头部压强曲线、推力曲线波动不能忽略,发动机性能受到一定影响;(3)当裂纹初始面积所占总燃面比例超过10%时,发动机头部压强曲线、推力曲线偏离正常值较大,最大偏离量均超过25%。建立了固体火箭发动机叁维内流场计算模型,利用等熵关系式检验了模型正确性与合理性。在此基础上,开展了含装药缺陷固体发动机叁维内流场仿真,计算分析了装药含不同裂纹、脱粘时对发动机内流场的影响。随装药裂纹/脱粘宽度减小,裂纹/脱粘槽穴内部流场参数梯度及出口速度越大,对发动机内流场、裂纹局部压强、燃速影响越大,对装药结构完整性危害越大。
参考文献：
[1]. 固体火箭发动机点火过程与装药裂纹相互作用机理研究[D]. 葛爱学. 国防科学技术大学. 2004
[2]. 固体火箭发动机点火瞬态相关问题数值研究[D]. 胡伟. 哈尔滨工程大学. 2010
[3]. 固体火箭发动机点火瞬态相关问题研究[D]. 唐强. 哈尔滨工程大学. 2007
[4]. 阶梯装药固体火箭发动机点火瞬态内流场特性研究[D]. 孟亮飞. 南京理工大学. 2010
[5]. 固体火箭发动机翼槽火焰传播机理研究[D]. 余贞勇. 西北工业大学. 2000
[6]. 固体火箭发动机含缺陷推进剂粘弹性力学行为分析[D]. 王金. 南京理工大学. 2008
[7]. 自由装填固体火箭发动机装药点火冲击特性研究[D]. 曹杰. 南京理工大学. 2012
[8]. 固体火箭发动机点火过程与装药缺陷相互作用机理研究[C]. 刘君, 徐春光. 中国力学学会学术大会'2005论文摘要集（下）. 2005
[9]. 固体火箭发动机点火冲击过程流固耦合仿真研究[D]. 吴静. 南京理工大学. 2012
[10]. 含裂纹固体火箭发动机性能分析[D]. 费阳. 国防科学技术大学. 2010
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