為研究裝藥間隙對(duì)自由裝填固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)快速烤燃響應(yīng)特性的影響,針對(duì)某發(fā)動(dòng)機(jī)建立二維烤燃數(shù)值計(jì)算模型,分別采用不同裝藥間隙進(jìn)行計(jì)算。研究結(jié)果表明:推進(jìn)劑著火時(shí)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(jìn)劑溫度達(dá)到約470 K時(shí)開始發(fā)生自熱反應(yīng),溫度達(dá)到615 K左右時(shí)推進(jìn)劑著火;不同大小裝藥間隙發(fā)動(dòng)機(jī)的烤燃位置均發(fā)生在以推進(jìn)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(bào). 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(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡圖

發(fā)動(dòng)機(jī)簡化為軸對(duì)稱結(jié)構(gòu),故取其1/4建模,發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算區(qū)域包括推進(jìn)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(dòng)機(jī)內(nèi)腔等氣相區(qū)域。采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)整個(gè)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分,圖2為裝藥間隙為1 mm的發(fā)動(dòng)機(jī)有限元模型,網(wǎng)格總數(shù)98 053。對(duì)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行了二維軸對(duì)稱簡化,使用ANSYS FLUENT 18.0軟件對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行烤燃數(shù)值計(jì)算�？紤]存在熱輻射,采用DO輻射模型。推進(jìn)劑自熱反應(yīng)源項(xiàng)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(jì)算中,模型內(nèi)部初始溫度設(shè)為300 K。在非穩(wěn)態(tài)計(jì)算中,使用二階隱式歐拉格式對(duì)時(shí)間進(jìn)行離散,時(shí)間步長為1×10-3 s。采用Coupled算法,庫郎特?cái)?shù)取20。為了得到不同厚的裝藥間隙對(duì)自由裝填固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行建模計(jì)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(diǎn)的溫度-時(shí)間曲線,其中監(jiān)測點(diǎn)P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7分別為圖2所示的特征點(diǎn),分別為推進(jìn)劑中心點(diǎn)、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(dòng)機(jī)遭受火烤作用時(shí)受到傳熱方式為火焰的對(duì)流換熱和熱輻射作用,由于殼體導(dǎo)熱系數(shù)遠(yuǎn)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(jìn)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(jìn)劑溫度上升速率差異很大:推進(jìn)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(jìn)劑P7點(diǎn)處,約25 s前其與包覆層的溫差越來越大。25 s后至推進(jìn)劑著火時(shí)段,由于推進(jìn)劑自熱反應(yīng)放熱使自身溫度升高,使得推進(jìn)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(diǎn)溫度迅速攀升,表明推進(jìn)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(jìn)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(diǎn)的溫度-時(shí)間曲線


本文編號(hào)：3413140