固体发动机喷管喉径烧蚀辨识技术

发布时间：2021-12-25 10:25

　　为研究固体火箭发动机工作过程中的喷管喉径变化规律,采用宏观分析方法,以固体发动机地面点火试验为基础,获得喷管喉径的实时变化趋势,建立了喷管喉径烧蚀辨识模型。研究结果表明,喷管喉径烧蚀辨识模型可以较好的模拟发动机工作过程中喉径的变化情况,且模型计算值与发动机地面点火试验后的喷管喉径实测值吻合。在工程研制中,当发动机设计状态一定时,该模型可用于计算喷管喉径烧蚀变化情况,进而为发动机内弹道性能预示提供参考。 

【文章来源】：弹箭与制导学报. 2020,40(02)北大核心

【文章页数】：3 页

【部分图文】：

压强曲线

推力曲线

喉径变化曲线与辨识模型对比图

【参考文献】：
期刊论文
[1]固体火箭发动机喷管瞬态流场特性分析[J]. 徐学文,牟俊林,任建存,单鑫.  火箭推进. 2015(05)
[2]基于烧蚀理论的固体火箭发动机热结构传热数值模拟[J]. 张研,齐歆,郭建忠,陈莎.  机械制造. 2013(07)
[3]双脉冲固体发动机喷管传热烧蚀特性[J]. 张晓光,刘宇,王长辉.  航空动力学报. 2012(06)
[4]基于遗传算法的固体火箭发动机参数辨识[J]. 樊超,张为华.  固体火箭技术. 2008(04)
[5]一种固体火箭发动机针对喷管喉径变化的辨识方法[J]. 王磊,代义,李宏.  中国新技术新产品. 2008(08)
[6]基于遗传算法的固体火箭发动机参数优化设计[J]. 何景轩,田维平,何国强,余贞勇.  固体火箭技术. 2004(04)
[7]固体火箭喷管烧蚀和传热的基本问题[J]. 何洪庆.  推进技术. 1993(03)
[8]固体火箭发动机复合结构喷管的传热及烧蚀研究的现状[J]. 蔡峨.  推进技术. 1984(04)



本文编号：3552283