导弹舱室固体火箭发动机意外点火的喷雾降温数值模拟

为防止舰船导弹舱室内固体火箭发动机发生意外点火,避免出现火灾事故,对导弹舱室内固体火箭发动机意外点火的燃气流场进行数值模拟,并基于组分输运和DPM离散相喷雾模型对导弹舱室内的喷雾降温效率进行耦合计算。然后,通过改变喷嘴组合位置、喷嘴数量、喷雾强度、雾锥角和水温研究相关因素对导弹舱室喷雾降温效率的影响。结果显示：在喷雾降温作用下,导弹舱室内的温度快速下降,温度在3s内可下降至400K以下。但是,射流冲击区的降温却不理想,且导弹舱室的底板还需要特殊的热防护措施。同时,考虑到火源的随机性,喷嘴应尽可能均匀布置,数量不宜过少且雾锥角应较大,以提高降温效率。然而,当喷雾强度增大至一定程度后,若再继续增大,降温效率的提高却不明显。研究表明,采用所提喷雾降温数值模拟方法对导弹舱室内固体火箭发动机的意外点火情况进行降温和防控均有效可行。     

弹药舱内发动机意外点火泄压排气的数值模拟

采用CFD方法对弹药舱中固体火箭发动机意外点火后的燃气流场进行数值模拟,分析意外点火的发动机质量流量、弹药舱排气面积等因素对舰船弹药舱内压力场、温度场变化规律以及泄压排气口附近气体流量和温度的影响,揭示了导弹意外点火后,弹药舱泄压排气过程中舱室压力温度变化规律,为弹药舱的排气装置的设计提供设计参考。     

发动机排气喷雾降温数值模拟与影响因素分析

针对发动机排气喷雾降温问题,基于气-粒两相流理论建立了排气系统内喷雾降温的数学模型,用计算流体动力学方法进行数值模拟,揭示雾滴运动规律和排气降温规律,分析喷雾参数对发动机排气喷雾降温效果的影响。研究发现,喷雾流量、喷雾锥角和雾滴平均直径对排气喷雾降温的影响较大,雾滴的初始温度、最大直径及其尺寸分布的均匀度指数等因素对排气喷雾降温影响较小;提高发动机排气喷雾降温效果,需要将雾滴尺寸控制在一定的分布范围之内,而不能一味减小雾滴平均直径。数值模拟结果与实验结果符合较好。     

舰船弹药舱喷头压强对降温效能的影响

为研究喷头初始压强对舰船弹药库喷淋降温效能的影响,用Fluent软件对火箭发动机意外点火后舱室内的流场进行数值模拟仿真,计算得到舱室内流场的分布;基于DPM离散相喷雾降温模型耦合计算,得到不同初始喷头压强下特征位置的温度和水蒸气质量分数等反映降温效能的实时数据;同时用试验方法对不同压强下的喷头性能进行测试,测量不同压强下的流量、雾滴粒径分布和速度,得到喷头压强对降温效能影响的变化规律,分析初始压强影响降温效能的原因,为舰船弹药舱喷头压力应用设计提供理论依据。     

舰载导弹意外点火时舱室内喷洒抑制的影响研究

针对舰载导弹在舰船弹药舱中意外点火后,气体从排气通道中排出时,向舱室内喷洒抑制剂的影响进行研究;利用能量守恒和质量守恒方程,建立了导弹意外点火后向弹药舱喷洒抑制剂的排气过程微分方程;针对某弹药舱中导弹意外点火时喷洒抑制剂和不喷洒抑制剂2种方案,分别计算了舱室内压力、温度、排气速度和排气温度,得到了其变化规律,为某弹药舱安全防护方案的制定提供理论依据。     

HALON1301抑制剂对导弹舱室燃气流场的影响

舱室中导弹发生意外点火时危害巨大,若不能及时抑制,将会对整个舰船带来巨大的危害。当导弹意外点火时为了排导高温高压燃气,排导口必然打开,而排导口打开的同时会有部分室外空气从排导口卷吸进入舱室内,带来二次危害。本文基于多组分有限速率反应模型,数值模拟导弹意外点火情况下,HALON1301抑制剂在不同喷注方式和不同流量下,对导弹舱室燃气流场排导的影响和二次燃烧的抑制作用,并针对不同工况进行对比分析。     

喷雾发动机性能分析

为了分析喷雾发动机的推进性能,采用双流体模型,对喷管内雾状气液两相流场进行了数值模拟,并根据计算结果及运行环境参数,求得发动机推力及推进效率.重点研究了入口压力,气相、液相质量流率,喷管半收缩角,液滴直径,船速等参数对发动机推力及推进效率的影响.结果表明:推力随人口压力、气相质量流率的增大而增大,推进效率随其增大而减小;推力及推进效率均随着液相质量流率的增大而增大,随着喷管半收缩角及液滴直径的增大而减小;当船速逐渐增大时,推力逐渐减小,推进效率却逐渐增大.     

舰载垂直发射导弹固体火箭发动机火灾热安全性研究

为有效保存舰艇的生命力和战斗力,研究了一种舰载垂直发射导弹固体火箭发动机火灾热安全性分析一维理论模型.通过数值计算得到了温度分布曲线和发动机中固体推进剂装药的着火延迟时间,给出了火灾温升速率和最高温度对固体火箭发动机中推进剂装药着火延迟时间有很大影响等重要结论.结果为相关工程设计和决策制定提供了理论依据.     

喷射压力对船用柴油机燃油喷雾特性的影响

为了深入研究船用柴油机燃油喷雾特性,本文以某船用孔式喷油器为研究对象,运用液滴破碎模型、大涡湍流模型、液滴碰撞聚合模型对燃油喷雾过程进行数值分析,研究喷射压力对喷雾特性的影响规律,并与试验结果对比以验证数值模拟结果的正确性。结果表明:喷雾贯穿距随着喷射压力升高而增大,喷雾初期贯穿距与时间成正比,而喷雾中后期,贯穿距增大的速度逐渐减缓;喷雾锥角随着喷射压力的增大而增大,每提升10 MPa喷射压力,锥角增大0.4°;喷雾体积随喷射压力的提高而变大,射流边缘出现的块状结构会回到喷雾主体内,而喷雾头部块状结构无法回到喷雾主体内;索特平均直径随着喷射压力的提高而变小,每提升10 MPa喷射压力,索特平均直径减小约4%。     

喷射压力对船用柴油机燃油喷雾特性的影响

为了深入研究船用柴油机燃油喷雾特性,本文以某船用孔式喷油器为研究对象,运用液滴破碎模型、大涡湍流模型、液滴碰撞聚合模型对燃油喷雾过程进行数值分析,研究喷射压力对喷雾特性的影响规律,并与试验结果对比以验证数值模拟结果的正确性.结果表明:喷雾贯穿距随着喷射压力升高而增大,喷雾初期贯穿距与时间成正比,而喷雾中后期,贯穿距增大的速度逐渐减缓;喷雾锥角随着喷射压力的增大而增大,每提升10 MPa喷射压力,锥角增大0.4.;喷雾体积随喷射压力的提高而变大,射流边缘出现的块状结构会回到喷雾主体内,而喷雾头部块状结构无法回到喷雾主体内;索特平均直径随着喷射压力的提高而变小,每提升10 MPa喷射压力,索特平均直径减小约4％.     

海洋环境温度下固体火箭发动机的温度和应力分析

为了预估海洋环境温度对舰载导弹固体火箭发动机的累积损伤作用,保证发动机的正常工作,以2个海区为环境对象,通过环境温度模型、传热模型和粘弹性本构关系,用有限元法求解了舰载导弹固体火箭发动机对海洋环境的温度和应力响应,得到了发动机中的温度分布和应力分布.结果表明,同样粘结强度时,发动机第一粘结界面比第二粘结界面更容易脱粘;药柱中星尖处应力最大,是产生裂纹的危险部位;冬季是发动机药柱容易产生裂纹的危险季节.     

一种舰载导弹固体火箭发动机烤燃过程的数值计算方法

为了能够有效避免火灾中导弹固体火箭发动机着火爆炸的灾难发生、保存舰艇的生命力和战斗力,建立了一种舰载导弹固体火箭发动机烤燃过程的一维传热数学模型.该数学模型考虑了辐射换热、对流换热、导热和化学反应源项的作用.利用有限差分方法,通过数值计算得到了发动机的温度时间分布曲线、温度空间分布曲线和着火延迟时间.结果表明,火焰温度和火焰温升速率对发动机的着火延迟时间有显著影响;发动机的绝热层对外界火灾有好的隔热作用;快速热烤下,推进剂的着火首先发生在外表面上.     

弹库导弹注水保护技术关键参数计算方法

针对舰船弹库裸装导弹在弹药舱中意外点火,向导弹发动机尾喷管燃气射流区域注射高压水降温问题进行研究。通过对控制体入口和出口简化,采用参数比拟法,建立考虑水射流破碎的注水流量与燃气温度计算方法,并用算例进行计算分析。本方法可为弹库注水系统设计提供理论依据和计算方法。     

舰船弹库泄压排气装置配置方案研究

本文针对某型舰弹库配置的泄压排气装置配置数量进行了研究。根据建立的导弹意外点火弹库泄压排气数学模型,采用数值计算方法,针对4种泄压装置配置方案,分别计算了导弹意外点火过程中弹库内部压力、温度和排气口排气速度曲线。分别对4种配置方案的计算结果,分析压力、温度和排气速度的影响,得出最佳配置方案,为弹库泄压排气装置配置提供了设计依据。     

水下火箭的推进原理和应用

水下火箭的推进原理为军用水下航行体（如导弹）的应用提供了极具吸引力的技术，因为在这种情况下，牢固性、调制性、可靠性和耐用性的要求都是相当严格的。火箭发动机不仅能用于各种水下导弹的发射、助推和主发动机工作阶段，而且还是满足特殊推进要求的一种可行的选择办法。本文给出了水下火箭发动机的设计实例和点火试验结果，还提供了包括固体火箭和水下冲击式喷气发动机在内的水下火箭的设计理论数据。火箭发动机工人时产生的水下噪声问题以及对声纳工作的干扰程度问题，在本文中也有所提及。     

美新一代垂直发射系统结束限制性试验

据《国际海军》报道 ,美国诺罗斯普·格鲁曼公司研制的新一代导弹垂直发射系统最近成功地进行了限制性发射试验。据有关人士宣称 ,这是新型垂直发射系统研制工作的一个重大里程碑。发射演示试验在该公司的圣约瑟试验场进行。试验用模拟导弹弹体装有“标准”导弹ＳＭ- 2Ｂｌｏｃｋ -Ⅲ型火箭发动机。试验中 ,曾使火箭发动机点火后保持在原位不动 ,以便模拟并评估发射系统在导弹迟发火情况下的工作可靠性。该公司发言人称 ,试验成功地阻止了火箭发动机的废气在发射装置中起火并危及相邻垂直发射隔舱中的导弹 ,且无任何燃气漏泄迹象。这表明 ,…     

极地气垫破冰船发动机余热利用数值研究

为了有效利用极地气垫破冰船的发动机余热,需要研究相应的数值模拟方法。本文基于计算流体力学方法及混合物多相流模型,对包括舱室和垫升风机在内的内外部流场,进行与热交换相关的流场和温度场数值模拟。结果表明,加热对于改善垫升风机的推进效率有利,可使舱室平均温度上升41.13℃,垫升风机内平均温度上升34.16℃,对于极地气垫破冰船舱室及垫升风机内平均气温的提升有显著效果。混合物多相流模型用于数值求解此类热交换问题的有效性得到了验证。     

交变温度作用下推进剂耗散能与累计损伤的数值计算*

通过推进剂在交变温度作用下损耗能和累积损伤因子的数值计算,得到了不同载荷条件下推进剂的耗散能和累计损伤值,为固体火箭发动机加速老化过程与自然贮存相关性研究提供新的基础平台,为固体火箭发动机寿命预估新方法的探索提供参考。     

锥柱结合壳设计研究

为优化带凹角的锥柱结合壳舱室的设计,编写结构计算程序,对锥壳的强度与稳定性计算及锥柱结合壳舱室稳定性计算通过规范的解析式求解,对锥柱结合壳的凹凸角强度计算通过迁移矩阵法求解。程序采用自动计算节点坐标方法,解决结构参数的改变需求,从而实现优化计算。     

细水雾典型参数对舰船卧式排烟降温的数值模拟分析

为了掌握细水雾对舰船排烟管道内烟气和管壁降温作用的机理和特性,提升舰船红外隐身能力,利用数值仿真技术对一舰船卧式排烟管道内细水雾系统的水雾颗粒粒径、流量、雾锥角,以及喷头出口流速对烟气和排烟管道壁面的降温影响进行比较,分析水雾系统各参数变化对排烟管道内烟气和管壁降温能力的改变程度,确定排烟管道出口的排烟温度与入口烟气速度、入口烟气温度、细水雾颗粒粒径、细水雾流量与烟气流量的比值以及细水雾速度相关,构建涵盖各主要影响参数的排烟管道出口烟气和管壁温降表征关系式,比较理论计算与数值模拟结果,验证关系式的正确性。