為研究裝藥間隙對自由裝填固體火箭發(fā)動機快速烤燃響應(yīng)特性的影響,針對某發(fā)動機建立二維烤燃數(shù)值計算模型,分別采用不同裝藥間隙進行計算。研究結(jié)果表明:推進劑著火時間隨著裝藥間隙大小的增加而延長,但延長效果越來越弱;推進劑溫度達到約470 K時開始發(fā)生自熱反應(yīng),溫度達到615 K左右時推進劑著火;不同大小裝藥間隙發(fā)動機的烤燃位置均發(fā)生在以推進劑端面邊緣處為中心的圓形區(qū)域。 

【文章來源】：彈箭與制導(dǎo)學(xué)報. 2020,40(02)北大核心

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡圖

發(fā)動機簡化為軸對稱結(jié)構(gòu),故取其1/4建模,發(fā)動機計算區(qū)域包括推進劑、包覆層、絕熱層、殼體、防潮蓋等固相區(qū)域,以及裝藥間隙、發(fā)動機內(nèi)腔等氣相區(qū)域。采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對整個計算區(qū)域進行網(wǎng)格劃分,圖2為裝藥間隙為1 mm的發(fā)動機有限元模型,網(wǎng)格總數(shù)98 053。對計算區(qū)域進行了二維軸對稱簡化,使用ANSYS FLUENT 18.0軟件對固體火箭發(fā)動機進行烤燃數(shù)值計算�？紤]存在熱輻射,采用DO輻射模型。推進劑自熱反應(yīng)源項和慢烤溫度邊界條件采用C語言編程通過UDF程序加載至軟件。在本次數(shù)值計算中,模型內(nèi)部初始溫度設(shè)為300 K。在非穩(wěn)態(tài)計算中,使用二階隱式歐拉格式對時間進行離散,時間步長為1×10-3 s。采用Coupled算法,庫郎特數(shù)取20。為了得到不同厚的裝藥間隙對自由裝填固體火箭發(fā)動機快烤響應(yīng)特性的影響,分別取裝藥間隙為0 mm、0.5 mm、1.0 mm、1.5 mm、2.0 mm、2.5 mm、3.0 mm、3.5 mm、4.0 mm進行建模計算。氣體域采用理想氣體,粘性系數(shù)用Sutherland公式表示,各物性參數(shù)和材料參數(shù)見表1～表3。

圖4為監(jiān)測點的溫度-時間曲線,其中監(jiān)測點P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7分別為圖2所示的特征點,分別為推進劑中心點、包覆層、裝藥間隙內(nèi)空氣、絕熱層、燃燒室殼體、尾管內(nèi)空氣、著火區(qū)域的中心。由圖中可以看出,當(dāng)發(fā)動機遭受火烤作用時受到傳熱方式為火焰的對流換熱和熱輻射作用,由于殼體導(dǎo)熱系數(shù)遠大于絕熱層,其溫度上升速率一直高于絕熱層。絕熱層與包覆層的溫差隨著快烤過程的進行越來越大,證明裝藥間隙的隔熱效果越來越好。不同位置的推進劑溫度上升速率差異很大:推進劑中心的溫度幾乎不變,這是由于絕熱層、裝藥間隙以及包覆層良好的隔熱性能,使得熱量傳遞速度十分緩慢。而在推進劑P7點處,約25 s前其與包覆層的溫差越來越大。25 s后至推進劑著火時段,由于推進劑自熱反應(yīng)放熱使自身溫度升高,使得推進劑和包覆層溫差越來越小,最后超過包覆層溫度。46.721 s后P7點溫度迅速攀升,表明推進劑此處已著火。尾管內(nèi)空氣前期低于殼體溫度,后期隨著推進劑自熱反應(yīng)的放熱,尾管氣體吸收大量熱量溫度逐漸超過殼體。圖4 監(jiān)測點的溫度-時間曲線


本文編號：3413140