相比傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),具有能量管理特性的雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜,為了提高其工作可靠性,針對核心部件金屬隔艙的破片運(yùn)動(dòng)過程開展了數(shù)值仿真與試驗(yàn)研究。首先基于LS-DYNA軟件,分析中引入監(jiān)測函數(shù)、邏輯開關(guān)函數(shù)和加載驅(qū)動(dòng)函數(shù),模擬燃?xì)饬鲗ζ破倪B續(xù)作用力,計(jì)算得到了在不同時(shí)刻破片的空間分布規(guī)律、撞擊點(diǎn)位置及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部損傷情況,保證了破片運(yùn)動(dòng)過程的高保真還原。其次,為了驗(yàn)證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性,進(jìn)行了模擬二脈沖初始工況的熱流試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)破片撞擊位置及損傷程度的仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)一致性較高,其中撞擊位置的預(yù)示誤差小于9%,試驗(yàn)結(jié)果充分驗(yàn)證了有限元模型的準(zhǔn)確性。由此,建立了適用于雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)金屬隔艙破片運(yùn)動(dòng)過程的分析模型,實(shí)現(xiàn)了破片撞擊位置及損傷程度的高精度預(yù)示。

【文章頁數(shù)】：7 頁

【文章目錄】：
1 引言
2 計(jì)算模型和方法
    2.1 理論基礎(chǔ)
    2.2 建立有限元模型
    2.3 隔艙打開過程參數(shù)設(shè)置
    2.4 破片運(yùn)動(dòng)過程參數(shù)設(shè)置
    2.5 仿真結(jié)果
        2.5.1 破片運(yùn)動(dòng)軌跡
        2.5.2 結(jié)構(gòu)損傷
3 隔艙熱流試驗(yàn)
    3.1 試驗(yàn)方案
    3.2 試驗(yàn)結(jié)果
4 結(jié)論



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