点火载荷下翼柱型装药结构完整性数值分析

针对固体火箭发动机翼柱型装药在点火载荷下结构完整性问题,提出了一种考虑三维损伤黏弹性本构性的数值模拟方法。基于商业有限元软件的二次开发平台,编写用户子程序,展开有限元数值计算,获取翼柱型装药在固化降温、点火载荷下装药结构的应力、应变与位移场分布。结果表明,在温度载荷与点火载荷下,药柱内表面变形模式是不同的。然而,不管在温度载荷或点火载荷下,在翼槽处装药Von Mise应力与Von Mises应变高于其他部位。此方法可应用于固体火箭发动机装药结构完整性安全评估。

具有翼柱型装药和潜入喷管的固体发动机内流场计算

本文对具有翼柱型装药和潜入喷管的团体火箭发动机（SRM）燃烧室后部三维流场及喷管三维跨音速流场进行了数值计算，并研究了喷管潜入比对燃烧室后部流场结构的影响。数值计算中以Beam－Warming提出的隐式近似因式分解（AF）方法为基础，引入二阶隐式和四阶显式人工粘性、当地时间步长、隐式残值光顺、稳定因子、分区算法等技术、求解三维薄层N-S方程，得出了一些可供SRM设计参考的结果，也为SRM燃烧室-喷管三维流动一体化计算打下了基础。

翼柱型装药发动机点火瞬态过程内流场分析

以Fluent计算软件为工具,以三维N-S方程、κ-ε湍流模型、标准壁面函数、DO辐射模型为基础,以翼柱型装药发动机为算例,文章建立了三维纯气相流动模型,分析了翼柱型装药发动机点火瞬态过程中内流场的变化规律。

摇摆载荷下发动机翼柱型装药结构完整性分析

以发动机翼柱型装药为研究对象,分析了发动机装药在摇摆载荷作用下所受的横摇和纵摇力矩,并利用有限元分析法计算了巡航期内发动机装药在摇摆载荷作用下的应力和应变变化情况,通过不同路经下的应力应变分析得出最大应力点以及危险部位,应用药柱破坏判据对发动机装药可靠性进行了判断,得出:在巡航期内摇摆载荷作用下发动机装药结构不会发生破坏。

变温条件下翼柱型装药受载响应分析

针对固体火箭发动机在服役过程中一直会受到温度载荷作用的问题,研究了温度变化对某固体火箭发动机装药造成的影响。使用Abaqus软件建立该发动机翼柱型装药的仿真模型,利用有限元法对变温条件下翼柱型装药温度、应力和应变进行了分析,研究了不同温度载荷条件下翼柱型装药的受载响应。结果表明,在变温条件下,翼柱型装药内温度分布不均匀,存在温度梯度;在零应力温度以下,翼柱型装药的应力应变随着温度的升高而减小,随着温度的降低而增加。

翼柱型与环向开槽型燃烧室声学特性对比

为了解决大长径比固体火箭发动机研制中出现的声不稳定问题,本文对典型翼柱装药和环向开槽装药发动机燃烧室进行了声模态和声学响应分析。通过时-频联合分析的方法,得出了2种结构燃烧室随燃面退移的声频变化规律和关键位置的声学响应特性变化规律。研究表明:翼柱型和环向开槽型发动机的前2阶声频随工作时间先减小再增大;燃烧室内的特征结构对声频有明显影响;在发动机头部,环向开槽型发动机的1阶声振幅是翼柱型发动机的34.5%。在声基频下,环向开槽型发动机声学稳定性较翼柱型发动机更高。

某型延寿助推器内弹道性能预示

在建立某型延寿助推器翼柱型装药的仿真模型和数学模型的基础上，对该型助推器装药进行了数值模拟，完成了内弹道性能预示，得出了该型延寿助推器燃烧室压强和推力随时间变化的规律，并根据内弹道性能预示结果分析该型延寿助推器继续使用的可能性。