自由装填固体发动机快烤径向传热分析

基于自由装填固体火箭发动机的快烤试验结果,对发动机快烤第一响应阶段的径向传热进行了数值计算分析。结果表明,发动机温度分布受外部高温流场的影响,呈两侧受热多、底部受热少、上部受热最少的非均匀分布形态;直至发动机第一响应阶段结束,侧方外层推进剂的温度为397 K,底部外层推进剂的温度为359 K;推进剂在快烤30 s后开始进入温度稳定上升阶段,侧方外层推进剂的温度稳定上升率为1.55 K/s,底部外层推进剂的温度稳定上升率为1.09 K/s;推进剂内表面不具备自发点火的温度条件,这说明快烤过程中的径向传热并不是导致发动机自点火的主要因素。

自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性试验

针对一种自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性进行了试验研究,搭建了固体火箭发动机的快烤试验平台,进行了自由装填固体火箭发动机的快烤试验,并对被试发动机的快烤试验过程和试验结果进行了分析。通过被试发动机快烤试验过程的分析,获得了被试发动机的分阶响应特性和各阶段的响应时间。结果表明,被试发动机的响应过程可划分为两次响应和三个阶段,两次响应分别为发动机点火和发动机解体,三个阶段依次为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸的分析,获得被试发动机的解体机理。结果表明,在外部加热的持续作用下,装药头部的推进剂来不及燃烧,在自分解作用下发生了装药结构破坏并点燃,导致装药燃面增大,发动机压强上升,最终导致发动机解体。

随机轴向冲击下粘弹性药柱动力响应的数值模拟与分析

建立了自由装填固体发动机三维模型,并基于药柱的积分型粘弹性本构关系对三维模型进行了有限元方法分析。研究过程利用随机冲击响应分析,分别讨论了飞行过程和级间分离工况下的动载荷历程,得到了自由装填固体火箭发动机及药柱的应变分布结果和危险部位。结果表明,发动机整体可靠性取决于药柱中端强度,设计过程中要综合考虑药柱形态及安装方式。所得结论和分析方法为自由装填发动机设计提供了有益参考。