摘要
已知某固体火箭发动机燃烧产物的热力学特性和发动机性能参数。对该延伸喷管建立二维轴对称有限元计算模型后,对工作时间内瞬态温度场和热应力进行分析计算。得到工作过程中各个时刻结构温度分布和应力分布,验证了结构的热防护和强度。为后续喷管设计提供理论参考。
Provided thermodynamic characteristics of the rocket engine burning products and engine performances, the temperature and stress analysis of the extendible nozzle are finished by finite element method.Transient temperature and transient stress field are gained finally.And these results provide theory referring for project design.
出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2006年第S5期239-241,共3页
Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance
关键词
火箭发动机
延伸喷管
瞬态温度场
瞬态热应力
有限元法
rocket engine
extendible nozzle
transient temperature field
transient stress field
finite element method
