装药间隙对自由装填固体火箭发动机快烤的影响

发布时间：2021-09-29 03:48

　　为研究装药间隙对自由装填固体火箭发动机快速烤燃响应特性的影响,针对某发动机建立二维烤燃数值计算模型,分别采用不同装药间隙进行计算。研究结果表明:推进剂着火时间随着装药间隙大小的增加而延长,但延长效果越来越弱;推进剂温度达到约470 K时开始发生自热反应,温度达到615 K左右时推进剂着火;不同大小装药间隙发动机的烤燃位置均发生在以推进剂端面边缘处为中心的圆形区域。 

【文章来源】：弹箭与制导学报. 2020,40(02)北大核心

【文章页数】：4 页

【部分图文】：

固体火箭发动机结构简图

发动机简化为轴对称结构,故取其1/4建模,发动机计算区域包括推进剂、包覆层、绝热层、壳体、防潮盖等固相区域,以及装药间隙、发动机内腔等气相区域。采用结构网格对整个计算区域进行网格划分,图2为装药间隙为1 mm的发动机有限元模型,网格总数98 053。对计算区域进行了二维轴对称简化,使用ANSYS FLUENT 18.0软件对固体火箭发动机进行烤燃数值计算。考虑存在热辐射,采用DO辐射模型。推进剂自热反应源项和慢烤温度边界条件采用C语言编程通过UDF程序加载至软件。在本次数值计算中,模型内部初始温度设为300 K。在非稳态计算中,使用二阶隐式欧拉格式对时间进行离散,时间步长为1×10-3 s。采用Coupled算法,库郎特数取20。为了得到不同厚的装药间隙对自由装填固体火箭发动机快烤响应特性的影响,分别取装药间隙为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进行建模计算。气体域采用理想气体,粘性系数用Sutherland公式表示,各物性参数和材料参数见表1～表3。

图4为监测点的温度-时间曲线,其中监测点P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7分别为图2所示的特征点,分别为推进剂中心点、包覆层、装药间隙内空气、绝热层、燃烧室壳体、尾管内空气、着火区域的中心。由图中可以看出,当发动机遭受火烤作用时受到传热方式为火焰的对流换热和热辐射作用,由于壳体导热系数远大于绝热层,其温度上升速率一直高于绝热层。绝热层与包覆层的温差随着快烤过程的进行越来越大,证明装药间隙的隔热效果越来越好。不同位置的推进剂温度上升速率差异很大:推进剂中心的温度几乎不变,这是由于绝热层、装药间隙以及包覆层良好的隔热性能,使得热量传递速度十分缓慢。而在推进剂P7点处,约25 s前其与包覆层的温差越来越大。25 s后至推进剂着火时段,由于推进剂自热反应放热使自身温度升高,使得推进剂和包覆层温差越来越小,最后超过包覆层温度。46.721 s后P7点温度迅速攀升,表明推进剂此处已着火。尾管内空气前期低于壳体温度,后期随着推进剂自热反应的放热,尾管气体吸收大量热量温度逐渐超过壳体。图4 监测点的温度-时间曲线


本文编号：3413140