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A New Simulation Method for 3D Propellant Grain Burn Analysis of Solid Rocket Motor
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作者 方蜀州 胡克娴 张平 《Journal of Beijing Institute of Technology》 EI CAS 1995年第2期214+207-214,共9页
Describes a new computer program (Regress-3D) to simulate the regression of complex 3D grain cavity and calculate the burning surface area. It has a large region of applicability in solid rocket motor design and has... Describes a new computer program (Regress-3D) to simulate the regression of complex 3D grain cavity and calculate the burning surface area. It has a large region of applicability in solid rocket motor design and has made new improvements compared with other available codes. User can easily and rapidly build his initial grain shapes and then obtain geometric information of his design. Considering with the calclulting results, redesigning can be performed as desire until reaching at the satisfied result. Advantages and disadvantages of this method are also discussed. 展开更多
关键词 solid propellant rocket engines propellant grains computerized simulation COMBUSTION
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Improvement in Time Efficiency in Numerical Simulation for Solid Propellant Rocket Motors(SPRM) 被引量:1
2
作者 Valeriy BUCHARSKYI ZHANG Li-hui WAN Yi-lun 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第1期92-99,共8页
The main purpose of the present work is to study the possibilities of reducing calculation time while maintaining the validity in the numerical simulation of the combustion product flow in SPRM chamber.Three ways of d... The main purpose of the present work is to study the possibilities of reducing calculation time while maintaining the validity in the numerical simulation of the combustion product flow in SPRM chamber.Three ways of decreasing the calculation time-the use of numerical methods of high accuracy order,the reduction in spatial dimension of the problem,and the use of physical features of the processes in SPRM chamber while constructing a calculation model-were considered.Presented calculation data show that the use of these approaches makes it possible to reduce the time for solving the problems of SPRM simulation significantly(up to 100times).Also conclusions about the applicability of the mentioned above approaches in SPRM design were made. 展开更多
关键词 NUMERICAL simulation solid propellant rocket MOTOR CALCULATION time reduction
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固体火箭发动机零维内弹道点火模型与计算
3
作者 陈军 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第3期19-24,共6页
点火过程是内弹道的初始阶段,但由于点火过程的复杂性以及点火机理仍然不完善,点火过程始终不能与内弹道有机结合,使得目前工程上的内弹道计算只能忽略点火过程而直接选择点火压强作为计算初始点。以零维内弹道理论为基础,建立了点火过... 点火过程是内弹道的初始阶段,但由于点火过程的复杂性以及点火机理仍然不完善,点火过程始终不能与内弹道有机结合,使得目前工程上的内弹道计算只能忽略点火过程而直接选择点火压强作为计算初始点。以零维内弹道理论为基础,建立了点火过程3个阶段,即点火诱导期、火焰传播期和充气期的简化理论模型,可以与零维内弹道有机结合,从而完成了内弹道从环境压强(而不是点火压强)开始计算的完整过程。通过实例计算与验证,该模型能够很好展示在点火阶段燃烧室压强的建立过程,并可以计算得到点火延迟时间、火焰传播时间、点火药流量等点火参数,具有较高的预示精度,满足工程计算要求。研究表明,建立的点火过程理论模型与传统零维内弹道一样计算简便快捷,并具有较好精度的工程应用化特点。研究结果对于完善固体火箭发动机内弹道理论、提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。由于采用了简化的点火过程理论模型,该结果不能直接用于点火性能的研究,只能用于零维内弹道性能的预估与计算。 展开更多
关键词 内弹道 固体火箭发动机 固体推进剂 点火过程 点火延迟时间
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HAN基单组元推进剂热分解过程的分子动力学模拟
4
作者 黄永民 李旭博 +1 位作者 胡旭 周秀爽 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第5期106-113,共8页
为揭示非催化点火方式的硝酸羟胺(HAN)基单组元液体火箭发动机内推进剂的反应机理,采用分子动力学模拟方法,在ReaxFF/lg力场下对HAN基推进剂热分解机理及配方影响作用机制开展研究。计算结果表明:推进剂热分解过程存在两个阶段。第一个... 为揭示非催化点火方式的硝酸羟胺(HAN)基单组元液体火箭发动机内推进剂的反应机理,采用分子动力学模拟方法,在ReaxFF/lg力场下对HAN基推进剂热分解机理及配方影响作用机制开展研究。计算结果表明:推进剂热分解过程存在两个阶段。第一个阶段为吸热阶段,推进剂内硝酸羟胺和硝酸肼氢键断裂,分解生成羟胺、肼和硝酸,吸热阶段主要受推进剂内氢键个数影响;第二个阶段为推进剂分解反应阶段,由硝酸和羟胺的分解所引发,生成NH_(2)、NO_(2)和OH。OH为主要的氧化性物质,与肼、甲醇反应,生成大量的水。肼在推进剂中的分解主要依靠与OH反应脱氢,生成N_(2)H_(3),并最终分解形成N_(2)和H_(2)。推进剂配方仅对与OH的反应有显著影响。降低甲醇的含量,能够显著提升燃料的反应速率,同时促进肼分子的反应脱氢,提高推进剂初始分解速率;提高硝酸羟胺的含量能够促进甲醇的分解,但受肼分解反应速率较低的影响,推进剂整体分解速率降低。 展开更多
关键词 单组元液体火箭发动机 HAN基推进剂 分子动力学模拟 ReaxFF/lg 热分解
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固体发动机水下点火尾流场计算
5
作者 周君 江晓瑞 +1 位作者 李卓 鲁荣 《计算机仿真》 2024年第5期63-70,共8页
为研究固体发动机水下点火初期喷管内燃气泡的流动和发展过程及流场结构,利用CFD方法通过fluent分析软件对固体火箭发动机水下点火过程气液两相流场进行数值模拟计算,得到了发动机尾流场燃气马赫数、压力、温度等瞬态阶段演变情况。结... 为研究固体发动机水下点火初期喷管内燃气泡的流动和发展过程及流场结构,利用CFD方法通过fluent分析软件对固体火箭发动机水下点火过程气液两相流场进行数值模拟计算,得到了发动机尾流场燃气马赫数、压力、温度等瞬态阶段演变情况。结果表明,发动机水下点火时,燃气与水之间产生强烈地相互作用,射流通道沿轴向存在周期性胀缩,一个周期内相继出现膨胀—液体回压—回流—颈缩—继续膨胀现象,随着流场发展涨缩强度逐渐减弱,颈缩位置向下游移动;燃气射流初期,轴向压力最高点在燃气泡头部位置;点火初始时刻喷管出口出现压力峰值;全计算域内温度在一定范围内振荡,沿轴向远离出口区域有剧烈的传热和明显的气液混合。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 水下燃气射流 尾流场 燃汽泡 数值仿真
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固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述
6
作者 程博 宋媛 +2 位作者 陈欣欣 钱程远 许健 《测控技术》 2024年第1期1-8,49,共9页
试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要... 试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状,重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构,阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证,进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。 展开更多
关键词 虚拟试验 固体火箭发动机 一致性评估 仿真建模
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核热火箭发动机技术发展态势分析与启示
7
作者 彭乐钦 杨宝娥 +4 位作者 马元 高玉闪 杨岸龙 徐天罡 吴慧博 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第4期14-30,共17页
为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在... 为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在核热火箭发动机技术上的发展历程,梳理涉及的反应堆、发动机、推进剂管理、地面试验、系统仿真与核安全等相关的关键技术,总结美俄核热火箭发动机发展的启示,为未来空间核热火箭发动机的规划论证与技术研发提出发展建议。 展开更多
关键词 固体堆芯 核热火箭 发动机 反应堆 地面试验 系统仿真
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单自由度自动翻转平台力学特性研究
8
作者 刘晓晨 王飞 +3 位作者 崔巍 吴佳佳 钱鸣 毛阚康 《装备环境工程》 CAS 2024年第1期44-51,共8页
目的 提出一种单自由度自动液压翻转平台,综合分析其力学特性,验证是否适用于固体火箭发动机振动试验换向过程。方法 根据液压设计理论,推导液压缸伸缩位移与翻转角度的数学关系,通过对翻转架进行静力学分析,确定翻转平台的极限受力位置... 目的 提出一种单自由度自动液压翻转平台,综合分析其力学特性,验证是否适用于固体火箭发动机振动试验换向过程。方法 根据液压设计理论,推导液压缸伸缩位移与翻转角度的数学关系,通过对翻转架进行静力学分析,确定翻转平台的极限受力位置,并解析受力与翻转角度之间的具体关系。针对极限受力位置的翻转架连同机架联合体,进行静应力分析,验证其稳定性。结果 翻转架处于初始水平位置时,液压缸承受最大压力,翻转角度为90°时,液压缸受拉轴向力出现最大值。翻转架的应力分布不均匀,应力最大值出现在其中部,最大应力值远小于许用应力,其强度满足应用要求。结论 翻转平台的力学性能满足设计和使用要求。另外,极限位置静力学受力分析和运动过程分析的结合评价方法,能够合理判定轴支撑翻转类机械装备的力学性能。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 翻转平台 静力分析 有限元 振动试验 液压控制
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高过载条件下固体发动机内流场及绝热层冲蚀研究 被引量:51
9
作者 何国强 王国辉 +4 位作者 蔡体敏 刘佩进 阮崇智 利凤祥 王富春 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期4-8,共5页
针对 Φ31 5 mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点 ,进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法 ,对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟 ,分... 针对 Φ31 5 mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点 ,进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法 ,对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟 ,分析了纵、横向载荷对两种发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响 ;应用绝热层炭化冲蚀和两相流粒子热增量模型 ,分析了实验发动机在多种纵、横向过载作用下的绝热层冲蚀规律。在与 Φ31 5 mm实验发动机结果对照后 ,修正了炭化冲蚀计算所需参数 ,进一步预示了发动机的三维两相流场和炭化冲蚀率 ,并在 35 gn 过载下分析了推进剂含铝量对粒子聚集密度和炭化冲蚀的影响。 展开更多
关键词 固体推进剂 火箭发动机 过载 二相流 炭化 冲蚀 燃烧室 绝热层
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高能固体推进剂技术回顾与展望 被引量:53
10
作者 郑剑 侯林法 杨仲雄 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期28-34,共7页
综合了国内外高能固体推进剂及其含能原材料研究历史和现状 ,分析了高能推进剂的最新进展和未来发展趋势 。
关键词 固体推进剂 高能推进剂 综合 最新进展 原材料 国内外
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高过载条件下绝热层烧蚀实验方法研究 (Ⅰ)方案论证及数值模拟 被引量:30
11
作者 李江 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 陈剑 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期315-318,共4页
分析了高过载对固体火箭发动机流场和绝热层烧蚀的影响规律,提出一种新的研究思路:采用数值模拟方法来预示发动机三维两相流场,建立高过载流场模拟实验装置,开展绝热层烧蚀实验,建立高过载条件下的绝热层烧蚀模型,在此基础上发展高过载... 分析了高过载对固体火箭发动机流场和绝热层烧蚀的影响规律,提出一种新的研究思路:采用数值模拟方法来预示发动机三维两相流场,建立高过载流场模拟实验装置,开展绝热层烧蚀实验,建立高过载条件下的绝热层烧蚀模型,在此基础上发展高过载发动机绝热层设计和烧蚀预示方法。其中关键技术是高过载流场的模拟,对粒子加入法和弯管分离法两种方案进行了论证,认为弯管分离法原理上是可行的。为了验证这种方案的可行性,开展了弯管通道两相流的数值模拟研究,计算结果表明弯管装置具有使凝相粒子聚集形成高浓度粒子流的功能。 展开更多
关键词 高加速度 固体推进剂火箭发动机 二相流 数值仿真 方案论证
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基于遗传算法的固体火箭发动机参数优化设计 被引量:15
12
作者 何景轩 田维平 +1 位作者 何国强 余贞勇 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期250-254,共5页
基于连续型遗传算法,并与工程设计方法及相关结构有限元计算结果紧密结合,建立了固体发动机优化模型。以固体发动机的冲质比为目标函数,对发动机工作压强、喷管扩张比和喉径等参数进行了优化设计。计算结果表明,采用遗传算法十分有效,... 基于连续型遗传算法,并与工程设计方法及相关结构有限元计算结果紧密结合,建立了固体发动机优化模型。以固体发动机的冲质比为目标函数,对发动机工作压强、喷管扩张比和喉径等参数进行了优化设计。计算结果表明,采用遗传算法十分有效,能够快速获得最优解,提高发动机的整体性能。 展开更多
关键词 固体发动机 固体火箭发动机 工作压强 喷管 扩张比 有限元计算 最优解 连续型 遗传算法 工程设计方法
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三维药柱的热粘弹性有限元分析 被引量:27
13
作者 李录贤 叶天麒 +4 位作者 沈亚鹏 左建政 朱祖念 张善祁 王至存 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第3期45-50,共6页
采用三维模型,用有限元法分析固体火箭发动机的药柱在硫化降温、内压和轴向过载作用下的热粘弹性准静态响应,为实际结构设计提供参考。
关键词 火箭发动机 固体推进剂 粘弹性 有限元 药柱
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冲蚀条件下炭布橡胶绝热层烧蚀实验与计算 被引量:12
14
作者 李江 刘佩进 +3 位作者 陈剑 娄永春 刘洋 王希亮 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期110-112,116,共4页
开展了冲蚀条件下一种炭布橡胶类绝热材料的烧蚀实验,研究了颗粒浓度和冲蚀速度对该绝热层烧蚀的影响规律。实验结果表明,实验条件下冲蚀速度是影响绝热层烧蚀的最主要因素;冲蚀速度较低时,即使颗粒浓度很高,烧蚀率也不是很大。在实验... 开展了冲蚀条件下一种炭布橡胶类绝热材料的烧蚀实验,研究了颗粒浓度和冲蚀速度对该绝热层烧蚀的影响规律。实验结果表明,实验条件下冲蚀速度是影响绝热层烧蚀的最主要因素;冲蚀速度较低时,即使颗粒浓度很高,烧蚀率也不是很大。在实验基础上建立了一种基于炭化烧蚀模型的烧蚀计算模型,即首先根据实验数据建立冲蚀状态与炭层厚度之间的关系,然后采用传统的炭化烧蚀模型进行烧蚀计算,计算结果与实验结果在一定程度上较为吻合。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 绝热层 烧蚀 颗粒
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喷管收敛段与喉部型面对喷管流量的影响 被引量:11
15
作者 陈林泉 李岩芳 +1 位作者 侯晓 董新刚 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第1期10-11,19,共3页
用Fluent计算流体力学软件对固体火箭发动机喷管流场进行了数值计算 ,研究了喷管收敛半角、喷管喉部上游圆弧曲率半径和喉部圆柱段长度对喷管流场的影响。研究结果表明 ,喷管喉部圆柱段长度对流量影响不大 ;喷管流量随喷管收敛半角的增... 用Fluent计算流体力学软件对固体火箭发动机喷管流场进行了数值计算 ,研究了喷管收敛半角、喷管喉部上游圆弧曲率半径和喉部圆柱段长度对喷管流场的影响。研究结果表明 ,喷管喉部圆柱段长度对流量影响不大 ;喷管流量随喷管收敛半角的增大而减小 ;喷管流量随喷管喉部上游圆弧半径的增大而增大。所提供的结论可供喷管设计人员参考。 展开更多
关键词 固体推进剂 火箭发动机 喷管喉部型面 喷管收敛段 喷管流量 影响
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微型固体脉冲推力器内弹道性能的实验研究 被引量:13
16
作者 张平 周生国 +2 位作者 张训文 刘玉群 周海清 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第2期35-38,共4页
对高速动能导弹飞行姿态控制和弹道修正用的多管微型固体脉冲推力器的内弹道性能进行了试验研究。其中,以单管挂药式结构的试验为主,并以贴壁粘结式结构试验作为对比分析。试验结果表明,所设计的原理样机工作正常,可进行重复试验;... 对高速动能导弹飞行姿态控制和弹道修正用的多管微型固体脉冲推力器的内弹道性能进行了试验研究。其中,以单管挂药式结构的试验为主,并以贴壁粘结式结构试验作为对比分析。试验结果表明,所设计的原理样机工作正常,可进行重复试验;单管挂药式结构的各项内弹道性能均满足指标,且数据重复性好。但由于挂药引起的燃烧后期的碎药损失和挂药段装药后期的低压燃烧,使挂药式结构的比冲效率较低。 展开更多
关键词 固体推进剂 火箭发动机 微型 内弹道性能
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装药燃烧增压过程中脱粘扩展条件实验分析 被引量:12
17
作者 何国强 肖育民 +1 位作者 陈宏 王国辉 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1998年第1期16-19,共4页
研究了在高增压燃烧条件下固体推进剂/绝热层界面脱粘进一步扩展的诱导因素,获得了脱粘传播速度与燃烧室点火压强梯度之间的经验关系及临界压强梯度,提出了三种脱粘扩展模式。研究表明,当脱粘槽较窄并且点火增压梯度较大时,脱粘前... 研究了在高增压燃烧条件下固体推进剂/绝热层界面脱粘进一步扩展的诱导因素,获得了脱粘传播速度与燃烧室点火压强梯度之间的经验关系及临界压强梯度,提出了三种脱粘扩展模式。研究表明,当脱粘槽较窄并且点火增压梯度较大时,脱粘前沿扩展较快。这种由点火冲击和燃烧诱导的壳体结构变形及裂纹扩展现象是固体发动机在点火起动时发生爆炸事故的主要原因之一。 展开更多
关键词 固体推进剂 脱粘 火箭发动机 装药 增压燃烧
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聚集状态对固体火箭发动机颗粒粒度分布的影响 被引量:12
18
作者 李江 娄永春 +2 位作者 刘洋 王希亮 陈剑 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第4期265-267,共3页
开展了聚集状态下颗粒的收集实验和粒度分析,研究了聚集度和压强对粒度分布的影响规律。聚集状态的颗粒利用收缩管装置产生,采用一种颗粒收集方法对颗粒进行收集,并冻结其形态,对收集到的颗粒采用激光粒度分析仪进行了粒度分析。研究结... 开展了聚集状态下颗粒的收集实验和粒度分析,研究了聚集度和压强对粒度分布的影响规律。聚集状态的颗粒利用收缩管装置产生,采用一种颗粒收集方法对颗粒进行收集,并冻结其形态,对收集到的颗粒采用激光粒度分析仪进行了粒度分析。研究结果表明,聚集状态下颗粒平均粒度比常规条件下大很多,分布范围也较常规条件下宽得多,粒度分布曲线呈双峰或多峰分布,主峰比重很大;颗粒聚集度增大,颗粒粒度平均值增大,大粒度颗粒比重增加;颗粒粒度随燃烧室压强增大而增大。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 颗粒 粒度分布
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含缺陷固体装药燃烧异常实验分析 被引量:10
19
作者 何国强 蔡体敏 +4 位作者 李江 刘佩进 杜磊 孙凤周 潭剑波 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第3期30-35,共6页
利用高速实时X射线荧屏分析技术,对固体火箭发动机装药经常出现的主要缺陷导致的异常燃烧现象进行研究,提出了含不同类型缺陷装药结构破坏的条件和模式,描述了推进剂裂纹、气孔和脱粘槽穴内的点火、燃烧和结构变形现象,分析了双基... 利用高速实时X射线荧屏分析技术,对固体火箭发动机装药经常出现的主要缺陷导致的异常燃烧现象进行研究,提出了含不同类型缺陷装药结构破坏的条件和模式,描述了推进剂裂纹、气孔和脱粘槽穴内的点火、燃烧和结构变形现象,分析了双基、丁羟、NEPE推进剂裂纹进一步扩展趋势和临界条件,为评估固体发动机含缺陷装药燃烧安全性提供了实验依据和分析方法。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 药柱 推进剂燃烧 缺陷分析
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固体火箭发动机燃烧室过载下的三维应力分析 被引量:11
20
作者 智友海 卫丰 +1 位作者 苟文选 钟同圣 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期174-177,182,共5页
采用三维线性粘弹性有限元模型,对固体发动机药柱、绝热层和壳体的应力场进行了分析,得出了固体发动机在轴向和横向过载作用下的应力。结果表明,药柱的前后端、翼槽和壳体-绝热层交界面均是产生裂纹或脱粘的危险部位,为固体发动机的结... 采用三维线性粘弹性有限元模型,对固体发动机药柱、绝热层和壳体的应力场进行了分析,得出了固体发动机在轴向和横向过载作用下的应力。结果表明,药柱的前后端、翼槽和壳体-绝热层交界面均是产生裂纹或脱粘的危险部位,为固体发动机的结构完整性分析和结构设计提供了依据。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 燃烧室 药柱 裂纹 粘弹性 过载 脱粘
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