星型装药固体火箭发动机烤燃特性

发布时间：2021-08-04 08:10

　　为研究星型装药的固体火箭发动机的热安全性问题,针对装填高氯酸铵/端羟基聚丁二烯（AP/HTPB）推进剂的火箭发动机开展烤燃数值研究。采用两步总包反应描述AP/HTPB的烤燃过程,建立三维烤燃模型对快速、中速和慢速加热速率下火箭发动机的烤燃行为进行数值预测。结果表明:升温速率对着火温度和着火延迟期有一定影响,对着火区域的中心位置、形状和大小有较大影响:在升温速率0.55～1.45 K/s快速烤燃工况下,着火位置紧邻推进剂右侧端面;在升温速率0.005～0.011 K/s中速烤燃工况下,着火区域均呈不连续点状圆环分布,着火点位于翼槽中线上;在升温速率2.4～3.3 K/h慢速烤燃工况下,着火点以翼槽中线呈对称两点分布;随着升温速率升高,着火位置向推进剂右侧端面移动;着火温度Ti与升温速率k呈二次函数关系,即Ti=516.659 36-1.267 8k+7.479 4k2. 

【文章来源】：兵工学报. 2020,41(10)北大核心EICSCD

【文章页数】：9 页

【部分图文】：

固体火箭发动机结构简图

在圆环柱状AP/HTPB推进剂烤燃试验[21]的基础上进行数值模拟，并与试验数据进行比较，验证模型的合理性。试验装置结构如图2所示，样品初始温度为301.53 K，金属壳体壁面平均升温速率为0.83 K/s．根据试验工况和装置尺寸进行数值计算，计算所用化学反应动力学参数[5]如表1所示，计算结果与试验数据的对比如图3所示。数值计算得到的着火温度和着火延迟期为533.7 K、379 s，与试验数据533.5 K、370 s的误差分别为0.6%和2.43%，数值模拟结果与试验测量结果吻合较好，说明该模型可以较好反映AP/HTPB推进剂的烤燃响应过程。图3 监测点计算结果与试验结果对比图

监测点计算结果与试验结果对比图

【参考文献】：
期刊论文
[1]2,4-二硝基苯甲醚基熔铸炸药慢速烤燃过程传热特征分析[J]. 周捷,智小琦,刘子德,王雪,王帅.  兵工学报. 2019(06)
[2]HTPE推进剂烤燃试验尺寸效应及数值模拟[J]. 宋柳芳,李尚文,王拯,武卓,李洪旭.  含能材料. 2019(09)
[3]DSC-FTIR联用研究HTPB/AP和HTPB/AP/Al体系的热分解[J]. 施震灏,刘子如,陈智群,赵凤起.  含能材料. 2007(02)



本文编号：3321344