检索结果-南通市图书馆

“天鹰”系列运载器助力火星探测降落伞高空开伞技术验证

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固体火箭技术 2021年第3期44卷 293-296页

作者：陈华兵杨军尹力恒中国航天科技集团有限公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家级重点实验室西安710025

火星探测器在实施火星着陆过程中有一段伞系减速段(见图1),需要在火星稀薄大气的条件下采用降落伞进行减速,在距火星表面约11 km的高度打开降落伞,将探测器速度由460 m/s减速到95 m/s左右[1]。这个过程中,能否成功实现高空开伞是关键一步。

关键词：火星探测器降落伞开伞运载器火星着陆火星表面技术验证稀薄大气

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加压固化工艺对药柱结构完整性的影响

固体火箭技术 2022年第4期45卷 648-652页

作者：刘凯郜婕韩翔杨梦怡张镇国王光煜中国航天科技集团有限公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家重点实验室西安710025 中国航天科技集团有限公司四院四十七所西安710025

为了获得加压固化对提高药柱结构安全系数的作用,从加压固化的基本原理出发,采用有限元仿真方法对比分析了某固体发动机燃烧室2 MPa加压固化与常压固化下药柱关键部位的应力应变与安全系数,并通过燃烧室2 MPa加压固化与常压固化的变形... 详细信息

为了获得加压固化对提高药柱结构安全系数的作用,从加压固化的基本原理出发,采用有限元仿真方法对比分析了某固体发动机燃烧室2 MPa加压固化与常压固化下药柱关键部位的应力应变与安全系数,并通过燃烧室2 MPa加压固化与常压固化的变形测试验证了仿真分析结果。结果表明,热载荷下,采用加压固化工艺的药柱应力应变降低39%以上,安全系数至少为常压固化下的1.7倍。同时,通过对不同药型结构、材料参数的对比分析发现,加压固化更适用于翼柱型和环槽型装药结构,其降低应力应变的效果与壳体壁厚、热载荷大小、药柱m数以及推进剂性能密切相关。

关键词：固体火箭发动机加压固化药柱结构完整性安全系数

实测燃速处理误差对内弹道性能预示的影响分析

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固体火箭技术 2022年第3期45卷 361-365页

作者：刘杨丁淼白彦军李卓然中国航天科技集团有限公司四院四十一所燃烧、热结构和内流场重点实验室西安710025

工程上,固体火箭发动机内弹道性能的预示往往从既有的试车数据分析,计算得到发动机反算燃面等数据,最后根据燃速表征发动机的实测燃速和反算的燃面进行单发发动机的内弹道性能预示。通过理论分析和发动机实测数据,指出了当前工程方法处... 详细信息

工程上,固体火箭发动机内弹道性能的预示往往从既有的试车数据分析,计算得到发动机反算燃面等数据,最后根据燃速表征发动机的实测燃速和反算的燃面进行单发发动机的内弹道性能预示。通过理论分析和发动机实测数据,指出了当前工程方法处理燃速和燃速相关性存在的误差,并讨论了该处理方法对发动机内弹道性能预示精度的影响,提出了修正的计算方法。结果表明,不同压强比的发动机实测数据的处理误差一般不同,通常压强比越大误差越大,当发动机压强比为1.3时,反算燃面的相对误差可达1.5%~2.5%;全尺寸发动机燃速与标准发动机燃速相关性为差值关系时,数据处理误差会带来发动机内弹道预示误差,理论误差最大可以达到0.5%左右,而燃速相关性为倍数关系时,可以减小计算误差,从而将提高内弹道性能预示精度。

关键词：燃速内弹道性能预示实测数据处理误差

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脉冲发动机软隔离装置反向打开过程研究

固体火箭技术 2017年第2期40卷 146-150,163页

作者：付鹏宋学宇孙利清姚东中国航天科技集团公司四院四十一所燃烧流动和热结构国家级重点实验室西安710025

通过显示动力学的方法,对一种软隔离装置反向打开过程进行了模拟,并通过燃气发生器-隔层试验装置,进一步验证了隔层的打开过程,模拟结果与试验结果吻合得较好,验证了计算方法的合理性。研究结果表明,脆性断裂准则可较准确地预测隔层的... 详细信息

通过显示动力学的方法,对一种软隔离装置反向打开过程进行了模拟,并通过燃气发生器-隔层试验装置,进一步验证了隔层的打开过程,模拟结果与试验结果吻合得较好,验证了计算方法的合理性。研究结果表明,脆性断裂准则可较准确地预测隔层的破坏位置和压强,同时在内压冲击载荷作用下隔层薄弱区域首先出现破裂,破裂后下隔层结构逐渐反向打开,最终端口发生严重破坏,研究结果可用于发动机隔层的初步设计。

关键词：双脉冲发动机软隔层材料失效显示动力学

固体火箭发动机复合材料壳体裙连接区结构数值分析

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固体火箭技术 2012年第1期35卷 108-113页

作者：王立强任全彬尤军峰中国航天科技集团公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家级重点实验室西安710025

对某固体火箭发动机纤维缠绕复合材料壳体轴压载荷作用下裙与筒段连接区(裙连接区)进行了有限元结构分析。依照壳体的结构特征和受力特性建立了裙连接区3D简化分析模型,通过对某芳纶纤维壳体仿真结果和实验数据的对比分析,验证了模型简... 详细信息

对某固体火箭发动机纤维缠绕复合材料壳体轴压载荷作用下裙与筒段连接区(裙连接区)进行了有限元结构分析。依照壳体的结构特征和受力特性建立了裙连接区3D简化分析模型,通过对某芳纶纤维壳体仿真结果和实验数据的对比分析,验证了模型简化的合理性和有限元结果的正确性;最后对某炭纤维缠绕复合材料壳体裙连接区进行了数值分析和壳体连接区结构方案改进。结果表明,增加补强层厚度和提高补强层纤维模量可有效降低应变极值,改善结构应力分布,经改进的结构设计方案承载能力可提高20%。

关键词：发动机壳体裙连接区纤维缠绕复合材料壳体有限元结构分析

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固冲发动机补燃室内凝聚相粒子取样试验研究

固体火箭技术 2012年第6期35卷 769-772页

作者：王增辉王云霞康剑飞陈林泉张胜勇中国航天科技集团公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家级重点实验室西安710025

介绍了固冲发动机补燃室内凝相粒子取样试验系统,系统采用等动力原理进行设计,对采集到的粒子进行了后处理。研究结果表明,固冲补燃室粒子取样方法能有效开展补燃室内粒子取样。粒子形状多为球状,在0.5～0.8 MPa下,推进剂燃烧产物粒径... 详细信息

介绍了固冲发动机补燃室内凝相粒子取样试验系统,系统采用等动力原理进行设计,对采集到的粒子进行了后处理。研究结果表明,固冲补燃室粒子取样方法能有效开展补燃室内粒子取样。粒子形状多为球状,在0.5～0.8 MPa下,推进剂燃烧产物粒径分布范围在0.5～80μm之间。进气角度为60°时,其凝相粒子粒径小于30°时的粒径。将头部长度增加到182 mm时,粒度分布出现了多峰分布,粒径变小。二次进气方式时,其粒径相对一次进气的粒径较小。

关键词：等动力取样固体冲压发动机补燃室粒度分布

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固体火箭发动机药柱加压固化仿真

固体火箭技术 2015年第5期38卷 653-656页

作者：宗路航杜聪卢山姚东郜婕沙宝林中国航天科技集团公司四院四十一所燃烧、流动和热结构国家重点实验室西安710025

对于药柱外/内径比(m数)很大的贴壁浇注式固体火箭发动机,在固化降温后,推进剂药柱内会产生显著的热应变,这严重限制了发动机的进一步高性能化。加压固化是一种降低推进剂药柱内热应变的有效方法。文中分析了加压固化的原理,推导出了加... 详细信息

对于药柱外/内径比(m数)很大的贴壁浇注式固体火箭发动机,在固化降温后,推进剂药柱内会产生显著的热应变,这严重限制了发动机的进一步高性能化。加压固化是一种降低推进剂药柱内热应变的有效方法。文中分析了加压固化的原理,推导出了加压固化所需压强与发动机参数之间的关系式,提出了一种两步分析法的加压固化有限元分析方法。针对4种不同壳体材料的圆管发动机,进行了加压固化理论计算与有限元仿真分析,给出了4种壳体加压固化时的推荐压强。

关键词：固体火箭发动机推进剂药柱加压固化

残余限燃环对大型分段式固体火箭发动机凝相沉积的影响

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固体火箭技术 2021年第1期44卷 9-15页

作者：晁侃王健儒陆贺建中国航天科技集团有限公司四院四十一所燃烧、热结构和内流场重点实验室西安710025

采用Euler-Lagrangian方法描述固体火箭发动机两相流动过程,数值分析了某大型分段式固体火箭发动机地面试车后在后段燃烧室筒段出现大量的Al 2O 3凝相颗粒沉积现象,计算过程中考虑了气相湍流脉动对凝相颗粒的影响,并通过缩比分段式固体... 详细信息

采用Euler-Lagrangian方法描述固体火箭发动机两相流动过程,数值分析了某大型分段式固体火箭发动机地面试车后在后段燃烧室筒段出现大量的Al 2O 3凝相颗粒沉积现象,计算过程中考虑了气相湍流脉动对凝相颗粒的影响,并通过缩比分段式固体火箭发动机地面粒子沉积试验对计算结果进行验证,数值计算与试验结果基本吻合。二者结果表明,由于前后段燃烧室推进剂燃速差异性,导致在大型两分段式固体火箭发动机工作末期,前段燃烧室高温燃气中的大量微小颗粒受到湍流脉动的影响而被后段燃烧室筒段壁面捕获形成凝相沉积。同时研究表明,燃烧室分段部位的残余限燃环高度对后段凝相沉积量影响非常明显,通过降低分段部位限燃环残余高度,能够明显降低发动机工作过程中后段燃烧室的凝相沉积量。

关键词：分段固体火箭发动机分段限燃环缩比试验凝相沉积

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点火建压过程对药柱结构完整性影响试验研究

固体火箭技术 2021年第4期44卷 561-567页

作者：王增辉甘晓松付鹏胡可心王允勤曲星云中国航天科技集团有限公司四院四十一所燃烧、热结构与内流场重点实验室西安710025

针对发动机点火建压过程中药柱损伤的问题,建立了一种用于模拟发动机点火瞬态的快速充压系统。该系统通过并联多个快速电磁阀实现气体通道的瞬间打开,选用节流控制阀实现建压时间的调节,在较短时间内使得高压气源与试验发动机气压平衡,... 详细信息

针对发动机点火建压过程中药柱损伤的问题,建立了一种用于模拟发动机点火瞬态的快速充压系统。该系统通过并联多个快速电磁阀实现气体通道的瞬间打开,选用节流控制阀实现建压时间的调节,在较短时间内使得高压气源与试验发动机气压平衡,实现对发动机点火建压过程的模拟。针对某发动机进行了不同充压速度的试验,获得了对应充气速度下的试验数据和药柱CT照片。结果表明,在试验发动机自由容积和节流孔径不变的情况下,系统建压时间与目标压强无关;建压后压强曲线存在震荡段、平衡段、下降段;系统建压过程中,气流的温度会迅速上升,最高实测温度为205℃;不同充压速度会引起不同程度的药柱损伤。该快速充压试验系统及方法对于药柱损伤评价、固体火箭发动机故障分析和药柱结构完整性研究具有重要意义。

关键词：固体火箭发动机点火瞬态模拟内流场结构损伤