推进剂的作用机理 模型
固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究
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第!"卷第#期$$$$$$$$$$$$$固体火箭技术%&’()*+&,-&+./0&12345316)&+&78$$$$$$$$$$$$$$9&+:!";&:#!<<=固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究!屠秋野>,陈玉春>,苏三买>,蔡元虎>,蹇泽群!(>:西北工业大学动力与能源学院,西安$?><<?!;!:中国航天科技集团公司四院,西安$?><<!#)$$摘要:建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。
基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。
$$关键词:固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机;设计状态;非设计状态;数学模型$$中图分类号:9@AB$$文献标识码:C$$文章编号:><<=D!?"A(!<<=)<#D<A>?D<A!"#$%&’(&$)*+’,-’$.)-"#/)0&.0&*+$1/&1)**-’"-+/2"#/3&2/&45)"5E F.’D83>,GHI;J’D16’)>,-E-*)DK*.>,GCL J’*)D6’>,%LC;M3DN’)!(>:-16&&+&,O&P3(*)/I)3(78,;&(46P3Q43()O&+84316).1*+E).R3(Q.48,S.T*)$?><<?!,G6.)*;!:563U&’(46C1*/3K8&,GC-G,S.T*)$?><<!#,G6.)*)$$630"/-4":C K*463K*4.1*+K&/3+,&(V3(,&(K*)131*+1’+*4.&)&,Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234.)/3Q.7)Q4*43P*Q/3(.R3/,*)/*(3+*4.&)Q6.V&,,’3+D*.((*4.&.)46316*KW3(P*Q V’4,&(P*(/:5633,,314Q&,1&KV(3QQ&(V(3QQ’(3(*4.&,4’(W.)3.)+34,’3+4&4*+ 43KV3(*4’(3*)/4’(W.)33XV*)Q.&)(*4.&&)463,’3+D*.((*4.&4&73463(P.46463/3Q.7),3*4’(3Q&,Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234P3(3 *)*+8Y3/:Z*Q3/&)463V&P3(W*+*)131&)/.4.&)&,1&KV(3QQ&(*)/4’(W.)3,463K.X.)71&)/.4.&)&,3N.R*+3)4Q4*4.1V(3QQ’(3*)/463 ,+&P K*416.)71&)/.4.&)&,463W+*Q44’W3,*K*463K*4.1*+K&/3+,&(V3(,&(K*)131*+1’+*4.&)&,Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234.) &,,D/3Q.7)Q4*43P*Q/3/’13/:$$7)%8&/$0:Q&+./V(&V3++*)4*.(D4’(W&D(&1234(-OC50);/3Q.7)Q4*43;&,,D/3Q.7)Q4*43;K*463K*4.1*+K&/3+$$$符号说明:$$!#$$$总温$$"#总压$$!压比$$"效率$$#"定压比热容$$$比热容比$$%质量流量$$&配比,油气比$$下标及主要截面符号$$G$$$压气机$$5涡轮$$Z燃烧室$$*空气$$,富燃燃气D固体推进剂燃烧产物$$7燃气与空气的混合气$$<远前方未受扰动截面$$!$$压气机进口$$@涡轮进口$$#L涡轮出口$$#LL压气机出口$$=燃烧室进口$$?尾喷管进口$$"尾喷管出口9:引言固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(-OC50)是一种应用前景十分广泛的动力装置,它集传统的固体推进剂火箭发动机和吸气式涡轮发动机的特点于一体,!收稿日期:!<<#D>!D>!;修回日期:!<<=D<=D>!。
课程名称固体推进剂粘弹性力学基础
![课程名称固体推进剂粘弹性力学基础](https://img.taocdn.com/s3/m/4fae1a6052ea551811a6871a.png)
目录机械工程学院 (1)环境与生物工程学院 (27)化工学院 (36)电子工程与光电技术学院 (73)计算机科学与技术学院 (79)自动化学院 (84)理学院 (122)设计艺术与传媒学院 (136)材料科学院工程学院 (148)机械工程学院新增研究生课程大纲编号:082501B09课程名称:固体推进剂装药结构力学基础英文名称:Fundamentals of solid propellant structure mechanics一、课内学时: 32 学分: 2二、适用专业:航天工程,航空工程,兵器工程,航空宇航推进理论与工程,飞行器设计,人机与环境工程,航空宇航制造工程,武器系统与运用工程和兵器发射理论与技术等专业。
三、预修课程:工程力学,粘弹性力学,固体推进剂性能四、教学目的:通过本课程的学习,使学生掌握固体推进剂的基本理论、知识与技能,了解多种载荷作用下的承载能力和形变行为,表现为响应特性(应力一应变关系)和破坏机理准则,能够运用标准、规范和准则,开展典型载荷下的装药结构力学性能计算、分析,提高学生分析和评判固体推进剂装药完整性的综合能力,为固体年火箭发动机装药设计奠定良好的基础。
五、教学方式:课堂教学六、教学主要内容及对学生的要求:A 教学主要内容1绪论1.1 固体推进剂的基本概念1.2 固体推进剂的分类1.3 双基推进剂的组分1.4 复合固体推进剂的组分1.5 固体火箭对固体推进剂力学性能的要求2固体推进剂的力学性能2.1固体推进剂力学本构模型2.2固体推进剂应力-应变关系式2.3固体推进剂的松弛模量()E t 、蠕变模量()D t 和复模量()E t2.4固体推进剂力学特性的温度效应2.5固体推进剂的极限特性3固体推进剂装药应力、应变和变形初步分析3.1固体推进剂装药承受的载荷3.2温度载荷引起的应力和应变3.3重力和加速度载荷引起的应力和应变3.4内压力载荷引起的应力和应变3.5星孔装药的应力集中系数4固体推进剂装药的破坏分析4.1固体推进剂装药破坏的依据4.2固体推进剂装药内表面的破坏分析4.3固体推进剂装药和壳体粘结面的破坏分析4.4固体推进剂装药的变形分析4.5改善固体推进剂装药结构完整性的一些措施5固体火箭发动机装药结构完整性数值仿真5.1 Abaquas有限元分析软件简介5.2算例1—温度冲击载荷下的装药结构完整性数值仿真5.3算例2—高过载冲击载荷下的装药结构完整性数值仿真5.4算例3*—点火冲击载荷下的装药结构流固耦合特性数值仿真B对学生的要求(1) 了解和掌握固体推进剂的基本组成和力学特性;(2) 掌握固体火箭发动机装药结构完整性分析方法;(3) 能运用有限元分析软件,掌握典型载荷下的装药结构完整性数值仿真。
运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法
![运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法](https://img.taocdn.com/s3/m/de0a439b32d4b14e852458fb770bf78a65293a9a.png)
运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法火箭是一种能够将载荷送入空间的飞行器,它的发射过程中离不开推进剂的使用。
液体推进剂是一种常见的推进剂类型,其在发射过程中的动态特性对火箭的飞行轨迹和性能有着重要影响。
因此,准确地建模液体推进剂的动态特性对于火箭设计和控制具有重要意义。
液体推进剂主要由燃料和氧化剂组成,它们在火箭发动机的燃烧过程中发生化学反应,产生高温和高压的气体从喷嘴喷出,产生推力。
为了准确地建模液体推进剂的动态特性,需要考虑燃料和氧化剂之间的化学反应以及在燃烧过程中产生的温度和压力变化。
在液体推进剂的动态建模过程中,可以采用几种常见的方法。
一种常用的方法是基于物理原理的建模。
通过分析液体推进剂中的物质输入、输出和能量转化过程,建立微分方程模型描述液体推进剂的动态特性。
这种方法可以更准确地考虑液体推进剂在燃烧过程中的变化,但需要具备一定的物理和数学建模能力。
另一种常用的方法是基于试验数据的建模。
通过实际的发射试验,采集液体推进剂的温度、压力和流量等参数数据,并根据这些数据进行建模分析。
这种方法相对简单,但需要大量的试验数据来支持建模过程,并且对试验环境和条件有一定的要求。
除了物理原理和试验数据,还可以利用计算方法进行动态建模。
通过计算流体力学(CFD)方法,可以模拟液体推进剂在发动机内的流动过程,从而推导出液体推进剂的动态特性。
这种方法需要进行大量的数值计算,对计算机性能要求较高,但可以较为准确地描述液体推进剂的动态行为。
在建模过程中,还需要考虑到液体推进剂引起的燃烧不稳定性和不均匀性。
液体推进剂在燃烧过程中可能出现剧烈的振荡和温度不均匀现象,这对火箭的稳定性和安全性都有一定的影响。
因此,在建模过程中需要考虑这些不稳定因素,并适当引入补偿控制策略,以保证火箭的安全飞行。
总结起来,准确建模液体推进剂的动态特性对于火箭设计和控制非常重要。
通过物理原理、试验数据和计算方法相结合的方式,可以较为准确地描述液体推进剂在发射过程中的行为。
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化
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液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化摘要:本文旨在构建一种针对液氧-煤油高压补燃火箭发动机的非线性稳态模型,并考虑推进剂温升和密度变化。
本文采用雷诺平均模型来描述推进剂,结合流量定理和液力学原理,建立相应的方程。
另外,考虑到推进剂温升和密度变化,本文采用不变形弹簧和体积冻结理论进行密度修正。
研究结果表明,本文构建的模型能够准确预测固定高压状态下的发动机性能参数,以及推进剂温升和密度变化对发动机性能参数的影响。
关键词:液氧-煤油高压补燃火箭发动机;非线性稳态模型;推进剂温升;密度变化;雷诺平均模型;不变形弹簧;体积冻结理论液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型可以广泛应用于航空发动机领域,特别是火箭等高效率的应用场景。
例如,考虑推进剂温升和密度变化的模型可以帮助发动机设计者准确预测火箭的性能参数。
此外,这种模型还可以应用于多种航空发动机配置中,例如核动力发动机、涡扇发动机、混合动力发动机等。
此外,考虑推进剂温升和密度变化的模型还可以更有效地预测发动机性能,例如考虑密度变化的情况下的气体动力学变化、燃烧室通道的流动变化以及沿热动力器的预压空气流量变化等。
这种模型还可以有效地准确预测发动机的性能指标,包括产生的推力、比冲以及推进剂飞行时间等。
因此,液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型应用广泛,可以有效预测发动机性能参数,从而为航空发动机设计提供良好的技术指导。
液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型也可以用来优化航空发动机设计。
例如,通过对流体动力学模型进行分析,可以有效提高发动机的比冲,并通过优化发动机配置参数,如器件形式、催化剂层厚度等,来满足实际的性能要求。
此外,这种模型还可以用于模拟不同发动机参数下的工作状态,从而有效优化发动机的性能指标。
另外,液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型还可以用于评估发动机的稳定性和可靠性。
例如,可以模拟变压力比和气道连续数对发动机热和流力特性的影响,并结合实测数据进行模拟验证,从而有效评估发动机的稳定性和可靠性。
火箭推进剂的发展史ppt课件
![火箭推进剂的发展史ppt课件](https://img.taocdn.com/s3/m/005b2fa2900ef12d2af90242a8956bec0875a567.png)
第2课时 火箭推进剂的发展史
素养目标
1、通过对不同时期使用的火箭推进剂的分析,强化热化学反应方 程式的正确书写。能从键能及物质能量的角度认识化学反应中能量 变化的本质,并能根据化学键键能计算反应热或已知反应热求键能。 能够熟练运用盖斯定律解决热化学问题。
2、以火箭推进剂的变迁引发思考,提出燃料选择的问题,通过分 析、归纳解决化学反应热的相关问题,体会应用化学知识解决航空 科技中的实际问题。通过对火箭推进剂性能的讨论,建立综合分析 解决问题的思维模型,树立科学发展观。
课堂小结
练习与应用
某次发射火箭,用N2H4(肼)在NO2中燃烧,生成N2、液态H2O。 已知:
N2(g)+2O2(g)==2NO2(g)
ΔH1=+67.2kJ/mol
N2H4(g)+O2(g)==N2(g)+2H2O(l) ΔH2=-534kJ/mol
请写出发射火箭反应的热化学方程式。
解:
2N2H4(g)+ 2NO2(g)==3N2(g)+4H2O(l) △H3
反应Ⅰ: 2H₂O(l)+SO₂(g)+I₂(s)=2HI(aq)+H₂SO₄(aq) ΔH=-
151kJ/mol
反反应应ⅢⅡ: :2HI(aq)=H₂(g)+I₂(s)
ΔH=+110kJ/mol
思考与讨论
资料:液氢效率高,但存在很多安全问题和技术 问题;肼类物质的毒性是一大弊端。
而液氧、甲烷火箭发动性能好、比冲高、资源 丰富、成本低、无毒、无污染、使用维护方便, 代表了航天动力技术发展的方向。
成功发射了历史上首枚液体燃料火箭。这枚火箭采用液氧/汽油作
HTPB复合固体推进剂粘弹性应变能及非线性本构模型
![HTPB复合固体推进剂粘弹性应变能及非线性本构模型](https://img.taocdn.com/s3/m/9875a08e50e79b89680203d8ce2f0066f533644b.png)
HTPB复合固体推进剂粘弹性应变能及非线性本构模型张晓;郑坚;彭威;张前图【摘要】为了准确表征HTPB复合固体推进剂在有限变形条件下的力学性能,针对推进剂粘弹性应变能及本构模型进行研究.提出了推进剂粘弹性应变能函数和非线性本构方程的一般形式,并通过一元非线性回归方法拟合不同应变率下的拉伸试验数据,得到了材料参数关于应变率的函数,并由此建立了推进剂单轴拉伸变形下的应变能函数和本构方程,预测了不同应变率下的应力曲线,与试验结果和已有模型的预测结果进行了对比.结果表明,材料参数与应变率之间呈现幂函数关系;推进剂应变能密度随变形量的增大呈非线性单调增长,同一变形条件下,应变率越高,推进剂的应变能密度越大;本构方程可准确描述推进剂拉伸变形的应力应变关系,且尤其适用于表征低应变率下,材料在有限变形内的粘弹特性.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2015(038)006【总页数】6页(P827-832)【关键词】HTPB推进剂;应变能;非线性回归;参数函数;本构方程;变形【作者】张晓;郑坚;彭威;张前图【作者单位】军械工程学院,石家庄050003;军械工程学院,石家庄050003;军械工程学院,石家庄050003;军械工程学院,石家庄050003【正文语种】中文【中图分类】V512端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂是一种以高聚物为基体的多组分、高延伸率复合材料,具有强烈的非线性粘弹特性[1],且推进剂的力学性能主要取决于基体。
针对高聚物非线性粘弹性行为的研究,Leaderman[2]最早指出非线性粘弹行为可以在小应变时发生,并在修正Boltzmann线性叠加原理的基础上给出了半经验公式;Ward和Onat进一步对叠加原理进行了修正,得到了非线性粘弹性的多重积分型本构关系[3];Shcapery[4-6]、Findley[7]、Bernstein等[8]做了大量工作,分别发展了热力学本构关系、幂律关系和BKZ理论。
铝粉含量和粒度对NEPE推进剂燃速影响的模型化
![铝粉含量和粒度对NEPE推进剂燃速影响的模型化](https://img.taocdn.com/s3/m/7d0e44f0fab069dc5022016f.png)
对 于 固体 组分含 量 和粒 度对 推 进剂 燃 烧性 能 的影 响, 该模型 中引入 了 H MX( D 、 P A 粉含 量和 粒度 R X) A 、 1 的处 理公式 。这些 公 式是 这些 固体组 分 在燃 烧 中对 推 进剂 燃烧表 面结构 、 燃烧初 期分解产 物 和火焰 结构作 用
的 N P E E推 进剂 的燃 速公 式 如下 :
( )=1 7 9 0 ( ) p 厂l 厂D ^ P p . 0 p p / ‘ ^ ‘ Rx‘ () I 0 =( 0 ( ) / 0 + + 叼 p +I ( ) o 1+ c H・ p ) (c q‘ ( )+ ) 2 ( )=( P I—e ’ ‘ H Rx g )・ D () 3
然 也 包 含 在 这 5类 基 团范 围 内 , 是 该 模 型 能 够 在 这
N P E E推 进 剂及 未来 新型 高 能 推进 剂 燃 烧 性 能预 测 和
配 方设 计 中应 用 的基础 。
算 。结果 表 明 , 乎 10 的计 算 结果 都 在 实 验 值 的 几 0%
±1%范 围 内。但该 模 型 不 足 之处 是 未 考 虑 H 0 MX 和 A 粉 粒度的影响 。张小平 等人 利用 遗传 神经 网络对 l
偏 差 全部 在 ±1% 以 内 , 7 % 的误 差 在 1 % 以 内 。预 估 在 小 于 5 M a下 , 用 细 粒 度 的铝 粉 ( 5 且 0 0 P 使 1—3 m) 显 著 可 降低 N P E E推 进 剂 的压 力 指 数 。 关键词 : 理 化学 ; E E推 进 剂 ; 物 NP 铝粉 ; 烧 模 型 ;燃 烧 特 性 燃
的总 结与概 括 , 而后进行适 当 的数值 化与归一化处 理 。
牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究
![牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究](https://img.taocdn.com/s3/m/d8badfd9a0c7aa00b52acfc789eb172ded63998d.png)
牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究李道奎刘林万军(国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙 410073)摘要:为进行牵制释放过程中火箭贮箱的承载分析,采用各向同性的固体材料模拟液体推进剂。
论述了材料特性的选取依据,使用有限元程序NASTRAN对比分析了火箭充液贮箱的三种不同模型的模态,静态过载分析表明所采用的固体模型具有液体的相似属性,对比了在牵制过程贮箱几种模型的动力学响应曲线,并得出了贮箱在释放过程的承载曲线。
证明了推进剂模型的有效性和合理性,解决了牵制释放过程中贮箱的承载分析问题。
关键词:牵制释放;承载能力;不可压缩流体;动力学响应中图分类号:V475 文献标识码:A 文章编号:1006-3919(2008)06-0014-05Study of the model of rocket’s liquid propellant in the process ofhold-down and releaseLI Dao-kui LIU Lin WAN Jun(College of Aerospace and Material Engineering, National Univ. ’Defense Technology, Changsha 410073, China) Abstract: Simulating the property of liquid propellant by isotropic solid material for to accomplishing the ananlysis of the carrying capacity of rocket’s container in the process of hold-down and release.The parameter of the solid material’s property is discussed.the modes of three different models of the liquid filled container are analysed as compare.the analysing results of the process of static overload indicate that the solid model having the similarity with liquid.the graphs of dynamic response of the three models in the process of hold-down are compared.the graph of load that the container beared is obtained.The solid model is verified available and rational when it simulate the liquid propellant in the container.the problem of the the ananlysis of the carrying capacity of rocket’s container in the process of hold-down and release is solved.Key words: Hold-down and release; carrying capacity; incompressible fluid; dynamic response收稿日期:2008-07-08;修回日期:2008-10-06基金项目:湖南省博士后科研资助专项计划(S2007R143)作者简介:李道奎(1971-),男,博士,研究方向:计算固体力学与复合材料结构力学;(410073)国防科技大学航天与材料工程学院108教研室.第35卷第6期 李道奎等 牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究 151 引言随着航天技术领域的发展,特别是大型运载火箭的出现,世界各航天大国对火箭的稳定性和可靠性的要求越来越高,牵制释放系统作为提高火箭发射的可靠性的一种有效手段,已经在国外的大型火箭中得到了广泛的运用[1-2],随着我国航天事业的发展,对牵制释放技术有了越来越迫切的需求。
三级火箭发射卫星数学模型
![三级火箭发射卫星数学模型](https://img.taocdn.com/s3/m/6e2c35241fb91a37f111f18583d049649b660ee7.png)
火箭达到一定的速度和高度后,有效载荷与 火箭分离,进入预定轨道。
加速爬升
随着火箭推进剂的消耗和重量的减轻,火箭 逐渐加速爬升。
进入轨道
有效载荷依靠惯性继续前进,达到轨道速度 后进入预定轨道。
02
数学模型建立
火箭推进力与重力平衡模型
总结词
描述火箭推进力与重力之间的平衡关 系,用于确定火箭起飞时的加速度和 速度。
05
未来展望
火箭技术发展趋势
01
02
03
绿色环保
随着环保意识的提高,未 来火箭技术将更加注重环 保,减少发射过程中对环 境的影响。
可重复使用
降低火箭发射成本是未来 的重要趋势,可重复使用 火箭技术将得到更广泛的 应用。
多任务适应性
未来火箭将具备更强的任 务适应性,能够适应不同 重量、轨道和任务的发射 需求。
失败案例分析
印度PSLV火箭
印度PSLV火箭是一种四级火箭,在发射过 程中曾多次出现失败。其中,2017年的一 次发射失败导致卫星损失,对印度航天事业 产生了较大的影响。
俄罗斯Proton-M火箭
俄罗斯Proton-M火箭是一种五级火箭,在 发射过程中也曾多次出现失败。其中,
2013年的一次发射失败导致卫星损失,对 俄罗斯航天事业产生了较大的影响。
SpaceX猎鹰9号
猎鹰9号是SpaceX公司研发的一种两级火箭,通过一级和二级火箭的多次点火,将卫星送入预定轨道。该火箭已 经成功发射了数百颗卫星。
欧洲阿丽亚娜5型火箭
阿丽亚娜5型火箭是一种三级火箭,由欧洲航天局研制。该火箭具有较高的可靠性和精度,已经成功发射了数十 颗卫星。
中国典型火箭发射案例
总结词
通过数学模型和优化算法,可以设计出最优的卫星轨道,以提高卫星的运行效率和寿命。
AP多粒度级配固体推进剂非稳态燃烧响应模型
![AP多粒度级配固体推进剂非稳态燃烧响应模型](https://img.taocdn.com/s3/m/555e2a3b2e60ddccda38376baf1ffc4ffe47e279.png)
AP 多粒度级配固体推进剂非稳态燃烧响应模型金秉宁,刘佩进,徐冠宇(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室,陕西西安710072)摘要:为获得高氯酸铵(AP )粒度级配对固体推进剂燃烧响应特性的影响,以氧化剂单粒度的多火焰稳态燃烧模型(BDP )为基础,考虑实际推进剂中AP 多级配粒度分布,建立了AP 多粒度级配的AP/端羟基聚丁二烯(HTPB )推进剂非稳态燃烧响应模型,并对模型进行校验。
针对由四种AP 粒度330,250,110μm 和50μm 组合成的几十种AP 多级配复合推进剂,分别在工作压强10MPa 、振荡频率25~1000Hz 条件下开展了燃烧响应特性研究,分析了AP 粒度级配和配比等参数变化对压强耦合响应函数的影响规律。
模型计算结果表明,100~1000Hz ,燃烧响应模型计算结果与文献实验测量结果吻合较好(实验压强>5MPa ),误差小于9%。
AP 粒度配比与级配对燃烧响应函数的分布影响较大,影响规律基本满足:AP 多级配中提高小粒度AP 的配比含量或者降低大粒度AP 配比含量可以抑制中低频振荡,但同时会增益中高频振荡。
用中粒度AP 替代小粒度AP 可以抑制中高频振荡,反之,替代大粒度AP 则可以抑制中低频振荡。
关键词:燃烧不稳定;固体推进剂;高氯酸铵(AP );多粒度级配;燃烧响应模型中图分类号:V435文献标志码:ADOI :10.11943/CJEM20190171引言固体推进剂燃烧响应是燃烧不稳定的主要影响因素。
近年来,从全尺寸发动机研制过程中发现,同样的装药结构,推进剂配方的微小变化、原材料批次以及工艺等因素均会导致推进剂燃烧响应特性的变化,产生燃烧不稳定问题。
由于缺乏对燃烧响应机理的深入认识,发动机研制中往往采用“改配方‑测量‑再改配方‑再测量”的方法,降低推进剂燃烧响应的增益作用。
但这种研究方法效率低、周期长、实验次数多、难以快速准确地提出合理解决方案,从而给研制者们带来极大的困难。
HTPB推进剂温度及率效应的累积损伤模型研究
![HTPB推进剂温度及率效应的累积损伤模型研究](https://img.taocdn.com/s3/m/463cd47333d4b14e84246850.png)
① 收稿日期:2019⁃02⁃25;修回日期:2019⁃04⁃29。 作者简介:李尧(1994—) ,男,博士生,研究方向为固体火箭发动机装药结构完整性分析。 E⁃mail:sainvenan@ 163.com
裂纹扩展, 导致内弹道参数变化或发动机轰爆等事 故[3-6] 。 为了确保发动机能够安全、正常工作,必须对 推进剂药柱裂纹进行深入研究。
HTPB 推进剂目前应用广泛,具有力学性能优良、 工艺成熟、应用广泛等特点,是一种能量中等的复合推 进剂[7-8] 。 Miner 在研究金属材料的循环载荷下的损 伤时,认为材料在特定载荷下损伤的累积和时间呈线 性关系, 发 展 了 线 性 累 积 损 伤 模 型。 Bills[9] 和 Lahe⁃ ru[10] 针对固体复合推进剂等材料进行实验,结合实验
固体火箭技术
Байду номын сангаас
第 42 卷第 3 期
Journal of Solid Rocket Technology
Vol.42 No.3 2019
HTPB 推进剂温度及率效应的累积损伤模型研究①
李 尧1,许进升1,周长省1,冯自瑞2
(1. 南京理工大学 机械工程学院,南京 210094;2. 西安北方惠安化学工业有限公司,西安 710302)
Key words:HTPB propellant;strain rate;environmental temperature;accumulative damage model
0 引言
固体火箭发动机推进剂药柱从浇铸到完成燃烧任 务,必须经受一系列引起药柱应力、应变和变形的环境 条件。 诸如:固化后降温,环境温度变化,长期贮存,运 输弹射和飞行时的加速度、冲击与振动以及点火后燃 烧室增压等[1-2] 。 这些载荷很可能使药柱形成不同尺 寸的裂纹。 药柱中的裂纹对于发动机的燃烧规律起着 重大影响:推进剂药柱存在裂纹的发动机点火时,燃气 可能会进入裂纹腔内,导致药柱燃面增加,并有可能使
用详细化学动力学机理模拟固体推进剂组分燃烧的研究进展
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J un lo oi o k tT c n lg o ra f l R c e e h ooy S d Vo. 1No 52 0 13 . 0 8
用 详 细 化 学动 力 学机 理 模 拟 固体 推 进 剂 组分 燃 烧 的研 究进 展 ①
李苗苗 宋洪 昌 汪 , , 越 李凤生 程志鹏 郭效德 , , ,
(. 1 南京理工大学 国家特 种超细粉体工程技术研究 中心 , 南京 2 0 9 ; 10 4 2 中国航 天科 技集团公 司四院四十二所 , . 襄樊 4 1 3 0 ) 摘 要 : 对未来固体推进齐 燃烧模型的发展趋势 , 针 】 综述 了近年 来国外以详细 化学动 力学机 理为基础建立的 固体推进荆
燃烧模 型 , 并介绍 了 关的理论公式和数值求解方 法。模 型可计 算的燃烧特性参数 包括燃速 、 相 压强指数 、 燃速 温度 系数 、 物
种 曲线、 温度 曲线 、 表面 温度 和 火焰温度 等 。 目前 , 型 已 涉及 到 的物 质 包括硝 胺 类 ( D HM C -0 H F 、 氮类 模 R X, X, L2 , N ) 叠 ( A ,A G P B MO, MMO) 硝酸 酯类( G, C,T N,ME N, E D 和硝 酸盐类( D A 等 。模 型计算结 果表 明 , 测的 A 、 N N B r T T D G N) A N, N) 预 燃烧特性值 与实验值 比较一致 , 明该机 理可预测先进 固体推进 剂的燃烧特 性和指 导配方设 计。但 目前该 类模型 的主要 证 局 限是 凝聚相 内化学反应路径和反应速率 以及凝 聚相初 生物种的确定 问题 。 关键词 : 固体推进 荆; 燃烧模型 ; 学动力学 ; 化 模拟 中图分类号 : 5 2 V 1 文献标识 码 : A 文章编号 :062 9 (0 8 0 - 8 -8 10 -7 3 20 )50 90 4
复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征
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第43卷第4期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀固体火箭技术JournalofSolidRocketTechnology㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Vol.43No.42020复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征①张㊀超,侯俊玲,李㊀群(西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室,西安㊀710049)㊀㊀摘要:复合固体推进剂脱湿涉及导弹武器的贮存和使用情况㊂针对复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征开展研究㊂首先为研究复合固体推进剂在外界载荷作用下的细观损伤演化规律,基于随机序列吸附法㊁热膨胀原理和分步填充的思想,实现了高体积分数颗粒填充,并通过几何合并的方式,加入粘合剂基体和颗粒/基体界面,建立了高体积分数固体推进剂三维细观结构模型㊂该细观几何模型将固体氧化剂(AP)颗粒与羟基封端的聚丁二烯(HTPB)粘合剂基体的连接界面处设定为内聚力单元,基于双线性损伤内聚力模型,考虑粘合剂基体与时间相关的粘弹特性,开展了不同应变率下固体推进剂的颗粒/基体界面脱湿数值模拟㊂提取内聚力界面单元高斯积分点的几何体积和刚度衰减率SDEG数据,定义固体推进剂材料内部脱湿面积,对其细观损伤进行了定量表征㊂结果表明,该三维细观结构模型能有效表征固体推进剂的细观结构㊂在外界载荷作用下,颗粒/基体界面脱湿容易出现在大颗粒及颗粒比较密集的区域,界面损伤导致颗粒承载能力下降,且应变率越高,推进剂内部越容易出现损伤㊂关键词:复合固体推进剂;细观损伤;内聚力模型;界面脱湿;损伤定量表征中图分类号:V512㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1006⁃2793(2020)04⁃0423⁃09DOI:10.7673/j.issn.1006⁃2793.2020.04.003Meso⁃modelinganddamagequantitativecharacterizationofdewettingprocessincompositesolidpropellantZHANGChao,HOUJunling,LIQun(StateKeyLaboratoryforStrengthandVibrationofMechanicalStructures,SchoolofAerospace,Xi'anJiaotongUniversity,Xi'an㊀710049,China)Abstract:Dewettingofcompositesolidpropellantpotentiallyappearsinstoragestageoruseofmissileweapons.Inthispaper,themainpurposewastostudythemeso⁃modelingdamageevolutionofinterfacedewettingincompositesolidpropellantbasedonmeso⁃modelinganddamagequantitativecharacterization.Firstly,inordertostudythemeso⁃damageevolutionlawofcompositesolidpropel⁃lantsunderexternalloads,aparticlefillingmodelwithhighvolumefractionwasproposedbyusingthemethodsoftherandomsequenceadsorption,thethermalexpansionprinciple,andtheideaofstep⁃by⁃stepfilling.Next,thebindermatrixandtheparticle/matrixinter⁃facewereaddedbygeometricmergingtoestablishathree⁃dimensionalmeso⁃structuremodelofsolidpropellant.Theinterfacesbetweenammoniumperchlorate(AP)particlesandhydroxyl⁃terminatedpoly⁃butadiene(HTPB)matrixweresettocohesiveelementwithmeso⁃geometricmodel.Basedonthebilineardamagecohesionmodelandconsideringthetime⁃dependentviscoelasticpropertiesofthematrixmaterial,numericalsimulationswerecarriedouttoinvestigatetheinterfacedewettinginsolidpropellantunderdifferentstrainrates.Basedonthevolumeofinterfacecohesiveelementandthedataofscalarstiffnessdegradation(SDEG),theinternaldewettingareainmeso⁃structuremodelofsolidpropellantwasdefinedtocharacterthemeso⁃damagequantitatively.Theresultsshowthatthethree⁃di⁃mensionalmeso⁃structuremodelcaneffectivelycharacterthemeso⁃structureofsolidpropellants.Interfacedewettingismorelikelytooccurinareasnearlargeparticlesorwithconcentrateddistributionofparticles.Interfacedamageleadstoadecreaseofmaterialcarry⁃ingcapacity.Withahigherstrainrate,thematerialismorelikelytobedamagedwithadecreaseofmodulus.Keywords:compositesolidpropellant;meso⁃damage;cohesionmodel;interfacedewetting;damagequantitativecharacterization324 ①收稿日期:2019⁃12⁃16;修回日期:2020⁃01⁃17㊂基金项目:国家自然科学基金资助(11772245);第111项计划(B18040)㊂作者简介:张超(1992 ),男,硕士生,研究方向为损伤与断裂㊂E⁃mail:tianshiyan11@stu.xjtu.edu.cn通讯作者:李群(1980 ),男,教授,研究方向为断裂与损伤力学㊂E⁃mail:qunli@mail.xjtu.edu.cn0㊀引言复合固体推进剂作为一种含能材料,在航天航空领域得到了非常广泛的应用,是固体火箭发动机不可维修的最薄弱环节之一㊂固体推进剂的结构完整性直接影响着导弹武器的贮存和使用情况,必须在使用前就对其力学性能进行准确预测㊂早期关于固体推进剂力学行为的研究,主要是从连续介质力学角度基于唯象理论建立其本构关系[1-2],这些理论均将固体推进剂作为连续均匀介质来处理㊂然而,在细观尺度上,固体推进剂是一种高填充比颗粒增强复合粘弹性材料,主要由以高分子聚合物为基体的粘合剂HTPB和大量的AP颗粒及金属燃料(Al)颗粒组成,其力学行为主要由固体填料的体积分数㊁粒径大小㊁粘合剂基体的粘弹性质以及粘合剂基体与固体填料之间的界面性质所决定㊂因此,从细观角度出发研究固体推进剂的力学行为具有重要意义㊂要从细观角度出发研究固体推进剂的力学行为,首先要建立能够有效表征固体推进剂细观结构的颗粒填充模型㊂在已发表的文献中,关于颗粒复合材料填充模型的建立,主要分为两类:第一类是通过实验观测的内部微结构重构,建立材料的真实细观结构[3],其能够准确反映材料的真实细观结构,但对试验条件和技术手段等均有较高的要求,在相关图像和数据的处理过程中工作量巨大,成本十分高昂㊂关于颗粒填充复合材料细观结构建模,学者们大多采用第二类方法,即通过数值模拟仿真方法,对材料典型细观结构进行建模[4-8]㊂例如,基于蒙特卡罗[9]算法的随机模拟算法和基于分子动力学[10]算法的碰撞模拟方法建立二维颗粒填充模型㊂近年来,为建立高体积分数三维颗粒填充模型,学者们进行了大量的研究,并取得了不错的成果㊂例如,Zhang等[4]提出的下落堆积法㊁Yu等[6]提出的空间压缩法和传统的随机序列吸附法[7]㊂但是,采用这些方法,在颗粒填充过程中,当颗粒体积分数高于50%时,往往会遇到颗粒投放重叠检测迭代次数大㊁建模时间过长甚至失效的问题,无法达到材料配方所要求的体积分数㊂因此,亟需要开发一种建立高体积分数三维颗粒填充模型的算法,以便开展高体积分数颗粒填充复合材料的数值仿真研究㊂此外,大量研究结果表明[11-22],颗粒/基体界面脱湿是固体推进剂在外界载荷作用下的主要失效形式㊂针对推进剂颗粒/基体界面脱湿问题,国内外学者们开展了大量工作,探究了细观结构损伤演化规律及其对宏观力学行为的影响㊂袁嵩等[23]建立了简化的单颗粒和多颗粒细观结构模型,研究了颗粒与粘合剂基体在粘结完好和存在脱粘两种情况下固体推进剂内部的应力分布㊂MatousK等[24]建立了推进剂代表体积单元的细观模型,数值模拟了颗粒/基体界面损伤的产生及发展㊂李高春等[25]综合考虑固体推进剂细观损伤的特点,研究了推进剂的界面脱湿过程及其对宏观力学性能的影响㊂张建伟[26]㊁职世君[27]等研究了固体填料的体积分数㊁颗粒位置的随机分布㊁粒径大小对推进剂细观损伤及宏观力学性能的影响㊂目前,研究大多集中于二维模型或三维空间低颗粒体积分数模型,开展高体积分数的固体推进剂三维细观数值模拟,能更好为地反映受载条件下固体推进剂的细观损伤特性,进而为固体推进剂的使用与配方设计提供指导㊂本文基于随机序列吸附法㊁热膨胀原理及分步填充的思想,实现了高体积分数颗粒填充,并通过几何合并的方式,加入粘合剂基体和颗粒/基体界面,建立固体推进剂三维细观结构模型㊂引入内聚力界面单元,基于双线性损伤内聚力模型,考虑粘合剂基体的粘弹特性,研究不同应变率加载下固体推进剂材料内部的界面脱湿行为,并基于内聚力模型定义损伤变量,对其细观损伤进行了定量表征㊂1㊀三维细观结构模型本文以HTPB推进剂[11]为研究对象,其主要成分包括HTPB基体㊁AP颗粒㊁Al颗粒以及其他助剂,其基本组分的比例见表1㊂HTPB推进剂是一个典型的颗粒填充复合材料,其颗粒的粒径分布情况如图1所示[10]㊂表1㊀HTPB推进剂基本组分[11]Table1㊀ComponentsoftheHTPBpropellantComponentHTPBAPAlAuxiliaryMassfraction/%8.069.518.54Volumefraction/%23.963.812.3 ㊀㊀本文基于随机序列吸附法㊁热膨胀原理及分步填充的思想,实现了高体积分数颗粒填充,详细颗粒填充流程如图2所示㊂在三维细观结构颗粒填充过程中,首先将颗粒粒径等比例缩小,基于随机序列吸附法,运用Matlab编程语言,向胞元内随机投放小颗粒,记录小颗粒的粒径㊁热膨胀系数和球心坐标㊂然后,使用Py⁃thon脚本语言进行Abaqus二次开发建立初始模型,通过热膨胀分析提高颗粒粒径㊂建模过程中,为提高效率,每一轮填充的颗粒数不宜过多,需要经过多步填充和热膨胀过程,才能够建立高体积分数三维细观结构模型㊂需要注意的是,若颗粒初始粒径过小,会造成热膨胀分析过程中有限元网格畸变和收敛的困难㊂因此,小颗粒粒径的选取应以颗粒初始体积分数不小于4242020年8月固体火箭技术第43卷实际体积分数的33%为宜㊂图1㊀固体推进剂颗粒粒径分布Fig.1㊀Particlesizedistributionofsolidpropellants图2㊀三维细观结构颗粒填充流程图Fig.2㊀Particlefillingflowchartofthreedimensionalmesostructure㊀㊀三维细观结构建模过程详细说明如下:(1)第一轮颗粒填充:考虑到大颗粒对固体推进剂的力学行为影响较大,首先基于随机序列吸附法,将大颗粒以真实粒径由大到小依次填充进胞元内,直至单个颗粒的重叠检测次数等于预设值,颗粒填充效果如图3(a)所示,颗粒数为6,颗粒体积分数为31.49%㊂因为大颗粒是以真实粒径填充的,因此不需要进行热膨胀分析㊂(2)第二轮颗粒填充:在第一轮填充颗粒的基础上,进行第二轮颗粒填充时,为保证热膨胀分析的收敛性并减小计算量,第二轮填充进12个颗粒,此时胞元内共有18个颗粒,体积分数达到40.72%,第二轮颗粒填充初始状态及网格划分如图3(b)所示㊂特别需要注意的是,在热膨胀分析过程中,装配体不包含粘合剂基体和颗粒/基体界面部件,在颗粒填充完成后,通过几何合并的方式将粘合剂基体和颗粒/基体界面加入装配体即可,同时在模型中引入通用接触以防止颗粒重叠㊂(3)第二轮填充颗粒热膨胀分析:在热膨胀分析过程中,建立6个薄壁面并完全固定,以保证颗粒在热膨胀分析过程中始终处于胞元所在的空间内㊂颗粒热膨胀分析后的应变和位移云图分别如图3(c)㊁(d)所示,热膨胀分析后颗粒体积分数为45.05%,较第二轮填充的初始状态提高了4.33%㊂由图3(c)㊁(d)可见,在颗粒热膨胀分析过程中,随着温度逐渐升高,第二轮填充的颗粒粒径不断增大,并可通过颗粒与薄壁面㊁颗粒与颗粒之间的相互作用,使颗粒产生刚性位移,将每一个颗粒重新分配到合适的位置㊂但当其中某些颗粒不存在理论膨胀空间时,即使在其他颗粒仍有膨胀空间的情况下,热膨胀分析过程也会出现不收敛的情况,导致热膨胀分析终止㊂(4)第二轮部分颗粒热膨胀分析:基于Python脚本语言进行Abaqus二次开发,提取所有颗粒中心节点的坐标,并根据热膨胀系数和热膨胀分析时间计算颗粒当前粒径,重新建立模型㊂同时,将第二轮没有理论膨胀空间的颗粒热膨胀系数置为零,仅对有膨胀空间的颗粒进行热膨胀分析,再次提高颗粒体积分数,图3(e)㊁(f)分别为仅对某一个颗粒进行热膨胀分析的应变和位移云图㊂同理,对其他有膨胀空间的颗粒进行热膨胀分析,直至所有颗粒都不存在理论膨胀空间时,第二轮热膨胀分析结束,此时颗粒体积分数为47.95%,再次提高2.9%㊂(5)重复步骤(2) (4)工作,将更多颗粒填充进胞元内,最终可得到胞元尺寸为0.6133mm3,颗粒数为150,颗粒体积分数为63.8%的三维细观结构模型,如图4所示㊂2㊀界面脱湿数值模拟2.1㊀推进剂组分参数HTPB推进剂的主要组分如表1所示,在数值模拟过程中,主要参数为固体填充颗粒的弹性模量和泊松比,以及粘合剂基体的松弛模量㊂由于AP颗粒的弹性模量远大于粘合剂基体的弹性模量,在相同载荷的作用下,相较于基体的变形,AP颗粒的变形可忽略不计,故假设AP颗粒为弹性体,其弹性模量EAP=32450MPa,泊松比vAP=0.1433[3]㊂同时,为了进一步简化计算模型,将Al颗粒对固体推进剂力学性能的影响等效到基体中考虑,文中Al颗粒和粘合剂基体混合物的初始弹性模量设为7.39MPa[3]㊂5242020年8月张超,等:复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征第4期(a)Particlefillingeffectofthefirstround㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(b)Initialstateandgriddivisionofparticlefilling(volumefractionis31.49%)㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ofthesecondround(volumefractionis40.72%)(c)Straindistributionofparticlethermalexpansionanalysis㊀㊀㊀(d)Displacementdistributionofparticlethermalexpansioninthesecondround(volumefractionis45.05%)㊀㊀㊀analysisinthesecondround(volumefractionis45.05%)(e)Straindistributionofsingleparticlethermal㊀㊀㊀㊀(f)Displacementdistributionofsingleparticlethermalexpansionanalysis(volumefractionis47.95%)㊀㊀㊀㊀expansionanalysis(volumefractionis47.95%)图3㊀颗粒填充热膨胀分析过程Fig.3㊀Thermalexpansionanalysisprocessofparticlefilling图4㊀颗粒填充细观模型(体积分数为63.8%)Fig.4㊀Particlefilledmesoscopicmodel(volumefractionis63.8%)㊀㊀HTPB推进剂粘合剂基体具备粘弹性材料的基本性质,是导致推进剂具有粘弹性的根本原因,粘合剂基体松弛模量依据文献[28]中推进剂应力松弛实验结果选取,对松弛曲线用Prony级数的形式进行拟合,其拟合的表达式为E(t)=Eɕ+ðni=1Eiexp(-tτi)(1)式中㊀t为时间;Eɕ为平衡模量,是tңɕ时模量的稳态模量;Ei和τi分别为第i个Maxwell单元的模量和松弛时间㊂所得Prony级数表达式的各项系数见表2,进而得到粘合剂基体的松弛模量应力应变关系为6242020年8月固体火箭技术第43卷σ(t)=ʏt0(Eɕ+ðni=1Eie-(t-τ)/τi)ε㊃(t)dτ(2)表2㊀HTPB推进剂松弛模量Prony级数表达式系数Table2㊀PronyseriesexpressioncoefficientofrelaxationmodulusofHTPBpropellanti㊀㊀τiEi11.38ˑ10-31.4329.68ˑ10-32.0939.64ˑ10-20.8340.961.00518.980.356232.430.2972324.340.20820431.500.199ɕ0.992.2㊀内聚力模型及参数针对颗粒增强复合材料界面脱湿问题,学者们提出了描述界面损伤扩展的本构关系有多项式关系[29]和双线性关系[30]㊂对于固体推进剂这种高填充比颗粒复合材料,通常采用双线性关系,典型的双线性内聚力模型如图5所示㊂图中,tn为法向应力值;ts为切向应力值;t0n㊁t0s分别为法向和切向的最大应力值;δ0n㊁δ0s分别为临界张开位移;δfn㊁δfn分别为最终开裂位移值;K为初始线性模量㊂图5㊀双线性内聚力模型Fig.5㊀Bilinearcohesionmodel本研究中,损伤初始阶段采用最大应力准则,其控制方程为max tn⓪t0n,tst0sæèçöø÷=1(3)㊀㊀双线性内聚力模型张力位移关系的控制方程为tn=(1-D)δnδ0nt0nts=(1-D)δsδ0st0sìîíïïïïï(4)其中,D为损伤因子,定义为D=0(δnɤδ0n,δ0s)δfn(δn-δ0n)δn(δfn-δ0n)(δn>δ0n)δfs(δs-δ0s)δs(δfs-δ0s)(δs>δ0s)ìîíïïïïïïïï(5)㊀㊀双线性内聚力模型主要包括3个参数:初始线性模量㊁最大应力值和最终开裂位移值㊂本研究中,参考文献[25]中双线性内聚力模型数据,初始线性模量取为基体模量的10倍;界面最大应力取为0.73MPa;最终开裂位移值取为37μm㊂2.3㊀有限元网格及边界条件在有限元网格划分过程中,AP颗粒采用结构化网格划分技术,单元类型为C3D8R,共20424个单元;界面采用结构化网格划分技术,单元类型为COH3D8,共10320个单元;由于颗粒的存在,导致基体结构非常复杂,采用自由网格划分技术,单元类型为C3D10,共83676个单元㊂AP颗粒和界面网格划分如图6(a)所示,粘合剂基体网格划分如图6(b)所示㊂(a)MeshofAPparticlesandinterface(b)Meshofadhesivematrix图6㊀细观模型网格划分Fig.6㊀Meshofmesoscopicmodel㊀㊀为模拟固体推进剂在均布位移载荷条件下的力学行为,采用如下边界条件:面EFGH保持固定,约束面ADHE㊁面BCGF㊁面ABFE和面DCGH的法向位移,在724 2020年8月张超,等:复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征第4期面ABCD沿x轴正方向施加均布位移载荷,如图7所示㊂同时,在模型中引入通用接触以防止界面脱湿后导致的界面之间相互渗透㊂Fig.7㊀Boundaryconditionsofmesoscopicmodel3㊀结果与分析3.1㊀脱湿过程数值模拟结果基于双线性损伤内聚力模型,考虑粘合剂基体的粘弹特性,对所建三维细观结构模型进行不同应变率下的单轴拉伸数值模拟,HTPB推进剂在不同应变率下的单轴拉伸应力⁃应变曲线如图8所示㊂由图8可见,固体推进剂在不同应变率载荷下表现出不同的力学行为,应变率越高,应力⁃应变曲线的斜率越高,材料表现出更高的刚度㊂图9和图10分别给出应变率为3.33ˑ10-3s-1,应变分别为3%㊁8%和13%时,对应的固体推进剂内部Mises应力和刚度衰减率SDEG损伤云图,其中刚度衰减率SDEG是Abaqus后处理结果中表征材料刚度衰减率的变量,当SDEG=0时表示材料没有损伤,SDEG=1时表示材料已经完全损坏㊂图8㊀HTPB推进剂单轴拉伸应力⁃应变曲线Fig.8㊀Uniaxialtensilestress⁃straincurvesofHTPBpropellant㊀㊀图9(a)和图10(a)分别为应变为3%时的Mises应力和SDEG损伤云图㊂在应变为3%时,应力⁃应变呈典型线性阶段(如图8所示)㊂此时,在均布位移载荷的作用下,由于颗粒与基体㊁颗粒与颗粒之间的相互作用,在大颗粒的极区位置产生很高的局部应力场,但颗粒与基体仍然处于弹性变化范围,材料内部尚未出现界面脱湿损伤㊂(a)Strainis3%(b)Strainis8%(c)Strainis13%图9㊀固体推进剂Mises应力云图Fig.9㊀Misesstressdistributioninsolidpropellants㊀㊀随着应变增加到8%,如图9(b)和图10(b)所示,在大颗粒的极区位置应力集中明显,出现了一定的界面损伤㊂这是因为颗粒与基体的材料属性不同,颗粒模量远大于基体模量,在作用力相同情况下,颗粒变形小于基体变形,使得界面成为最薄弱的部位,故界面最先出现损伤,且因界面损伤导致颗粒承载能力下降,材料等效模量降低㊂从图8所示的应力⁃应变曲线也可看出,在8%应变处,应力应变呈非线性关系,表现出一定程度的软化,这表明材料内部出现了一定的界面损伤㊂由图9(c)和图10(c)可知,随着加载继续进行到应变为13%时,在比较密集的颗粒附近,也出现了大8242020年8月固体火箭技术第43卷量的界面损伤,且在颗粒界面损伤严重的区域,Mises应力进一步降低㊂这说明,由于界面损伤导致大颗粒承载能力进一步下降,材料等效模量迅速减小㊂对比图8所示的应力⁃应变曲线,在应变为13%时,应力⁃应变呈强非线性关系,且软化加剧,表明材料内部出现了大量的界面损伤㊂(a)Strainis3%(b)Strainis8%(c)Strainis13%%图10㊀固体推进剂SDEG损伤云图Fig.10㊀SDEGdistributioninsolidpropellants3.2㊀基于界面刚度衰减率的脱湿损伤定量表征为了更好表征固体推进剂材料的界面脱湿行为,本文提出一种基于界面刚度衰减率的损伤定量表征方法㊂定义固体推进剂材料内部脱湿面积总和(DA)为DA=ðNi=1(ED(i)/d)(6)式中㊀ED(i)为第i个界面单元的损伤体积;d为界面单元的厚度;N为所有界面单元的个数㊂ED(i)定义为ED(i)=ðnj=1SDEG(j)㊃V(j)(7)式中㊀SDEG(j)为第i个界面单元第j个高斯积分点的刚度衰减率;V(j)为第i个界面单元第j个高斯积分点的几何体积;n为第i个界面单元的高斯积分点个数㊂选取颗粒体积分数为63.8%的固体推进剂细观模型,图11展示了不同应变率加载情况下,脱湿面积DA随载荷的变化情况㊂(a)Dewettingarea⁃strain(b)Enlargedviewpartially图11㊀损伤⁃应变曲线Fig.11㊀Damage⁃straincurves从图11(a)和12(a)中可看出,在低应变载荷情况下,损伤面积DA=0,表明材料处于弹性范围内,内部没有出现界面损伤㊂而当应变超过6%附近时,随时载荷的增大,脱湿面积DA的值显著增大,这表明材料内部出现界面损伤㊂图11(a)所示的脱湿面积DA的拐点,可认为是材料的初始脱湿点,其应变载荷值大约在6%附近,如图11(b)和12(b)所示㊂随着载荷增大,DA值逐渐急剧增大,表明其损伤状态严重,如图11(c)和12(c)所示㊂此外,从图11(b)给出大应变载荷的损伤面积局部放大图中可以看出,在相同应变的情况下,应变率越高,材料内部脱湿面积越大㊂这是由于粘合剂基体具有与时间相关的粘弹特性,在相同应变的情况下,应变率越高,加载时间越短,材料内部应力越大(如图8所示),更易造成界面损伤㊂9242020年8月张超,等:复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征第4期(a)Strainis3%(b)Strainis6%(c)Strainis13%图12㊀刚度衰减率SDEG损伤云图(strainrate=3.33ˑ10-3s-1)Fig.12㊀SDEGdamagedistribution(strainrate=3.33ˑ10-3s-1)4㊀结论(1)基于随机序列吸附法㊁热膨胀原理和分步填充的思想,实现了高体积分数颗粒填充,并通过几何合并的方式,加入粘合剂基体和颗粒/基体界面,建立了高体积分数固体推进剂三维细观结构模型㊂所建模型能有效表征固体推进剂的三维细观结构㊂(2)基于双线性损伤内聚力模型,在颗粒/基体界面嵌入内聚力单元,考虑粘合剂基体与时间相关的粘弹特性,对不同应变率下固体推进剂内部脱湿过程进行了数值模拟㊂结果表明,由于颗粒与基体材料属性相差较大,脱湿首先出现在大颗粒及颗粒比较密集的区域,界面损伤导致材料承载能力下降;且应变率越高,材料内部越容易出现损伤㊂(3)使用Python脚本语言进行Abaqus二次开发,提取所有内聚力界面单元高斯积分点的几何体积和刚度衰减率SDEG数据,定义固体推进剂材料内部脱湿面积,可准确捕捉固体推进剂颗粒/基体界面的脱湿点,并对其细观损伤进行定量表征㊂参考文献:[1]㊀HaK,SchaperyRA.Athree⁃dimensionalviscoelasticconsti⁃tutivemodelforparticulatecompositeswithgrowingdamageanditsexperimentalvalidation[J].InternationalJournalofSolidsandStructures,1998,35(26):3497⁃3517.[2]㊀HinterhoelzlRM,SchaperyRA.FEMImplementationofathree⁃dimensionalviscoelasticconstitutivemodelforparticu⁃latecompositeswithdamagegrowth[J].MechanicsofTime⁃DependentMaterials,2004,8(1):65⁃94.[3]㊀SidhuRS,ChawlaN.Three⁃dimensional(3D)visualizationandmicrostructure⁃basedmodelingofdeformationinaSn⁃richsolder[J].ScriptaMaterialia,2006,54(9):1627⁃1631.[4]㊀ShengP,ZhangJ,JiZ.Anadvanced3Dmodelingmethodforconcrete⁃likeparticle⁃reinforcedcompositeswithhighvolumefractionofrandomlydistributedparticles[J].CompositesScienceandTechnology,2016,134:26⁃35.[5]㊀ZhangJ,WangZ,YangH,etal.3Dmeso⁃scalemodelingofreinforcementconcretewithhighvolumefractionofrandomlydistributedaggregates[J].ConstructionandBuildingMateri⁃als,2018,164:350⁃361.[6]㊀YuY,CuiJ,HanF.Aneffectivecomputergenerationmethodforthecompositeswithrandomdistributionoflargenumbersofheterogeneousgrains[J].CompositesScienceandTechnol⁃ogy,2008,68(12):2543⁃2550.[7]㊀SuY,LiZ,JiangL,etal.Computationalstructuralmodelingandmechanicalbehaviorofcarbonnanotubereinforcedalu⁃minummatrixcomposites[J].MaterialsScienceandEngi⁃neering:A,2014,614:273⁃283.[8]㊀ZhangJ,GuoQ,ZhangD.3DMicrostructure⁃basedfiniteele⁃mentmodelingofdeformationandfractureofSiCp/Alcom⁃posites[J].CompositesScience&Technology,2016,123:1⁃9.[9]㊀FishJ.Multiscalemodelingandsimulationofcompositema⁃terialsandstructures[J].MultiscaleMethodsinComputa⁃tionalMechanics,2008,55:215⁃231.[10]㊀LubachevskyBD,StillingerFH.Geometricpropertiesofrandomdiskpackings[J].JournalofStatisticalPhysics,1990,60(5⁃6):561⁃583.[11]㊀封涛,郑健,许进升.复合固体推进剂细观结构建模及脱黏过程数值模拟[J].航空动力学报,2018,33(1):223⁃231.FENGTao,ZHENGJian,XUJinsheng.Mesoscopicstructuremodelingandnumericalofdebondingprocessofcompositesolidpropellants[J].JournalofAerospacePower,2018,33(1):223⁃231.0342020年8月固体火箭技术第43卷[12]㊀曾甲牙.丁羟推进剂拉伸断裂行为的扫描电镜研究[J].固体火箭技术,1999,22(4):69⁃72.ZENGJiaya.StudyonthefracturebehaviorofHTPBpropel⁃lantbymeansofSEM[J].JournalofSolidRocketTechnol⁃ogy,1999,22(4):69⁃72.[13]㊀BencherCD,DauskardtRH,TitchieRO.Microstructuraldamageandfractureprocessesinacompositesolidrocketpropellant[J].JournalofSpacecraftandRockets,1995,32(2):328⁃334.[14]㊀MatousKarel.Damageevolutioninparticulatecompositematerials[J].InternationalJourna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及快慢组合拉伸研究[J].固体火箭技术,2017,40(6):741⁃745.MAHao,ZHIShijun,SHENZhibin.StudyofdewettingpointsandcompositeratetensileforHTPBpropellants[J].JournalofSolidRocketTechnology,2017,40(6):741⁃745.[18]㊀周红梅,袁军,赖建伟.固体推进剂低温细观损伤仿真研究[J].固体火箭技术,2017,40(6):736⁃740.ZHOUHongmei,YUANJun,LAIJianwei.Researchonmi⁃crostructuraldamagesimulationofsolidpropellantatlowtemperature[J].JournalofSolidRocketTechnology,2017,40(6):736⁃740.[19]㊀阳建红,王芳文,覃世勇.HTPB复合固体推进剂的声发射特性及损伤模型的试验和理论研究[J].固体火箭技术,2000,23(3):37⁃40.YANGJianhong,WANGFangwen,QINShiyong.Experimen⁃talandtheoreticalstudyonAEcharacteristicanddamagemodelofHTPBcompositesolidpropellant[J].JournalofSolidRocketTechnology,2000,23(3):37⁃40.[20]㊀刘承武,阳建红,陈飞.改进的Mori⁃Tanaka法在复合推进剂非线性界面脱粘中的应用[J].固体火箭技术,2011,34(1):67⁃70.LIUChengwu,YANGJianhong,CHENFei.AnimprovedMori⁃Tanakamethodfornonlinearinterfacedebondingincompositesolidpropellant[J].JournalofSolidRocketTechnology,2011,34(1):67⁃70.[21]㊀王玉峰,李高春,刘著卿.应变率和加载方式对HTPB推进剂力学性能及耗散特性的影响[J].含能材料,2010,18(4):27⁃32.WANGYufeng,LIGaochun,LIUZhuqin.EffectofstrainrateandloadingonmechanicalpropertiesanddissipatedenergyforHTPBpropellant[J].ChineseJournalofEnerget⁃icMaterials,2010,18(4):27⁃32.[22]㊀陈煜,刘云飞,夏吉东.NEPE推进剂应力分布的数值模拟及损伤破坏趋势分析[J].含能材料,2009,17(1):99⁃102.CHENYu,LIUYunfei,XIAJidong.NumericalsimulationofstressdistributionandanalysisofdamagetrendofNEPEpropellants[J].ChineseJournalofEnergeticMaterials,2009,17(1):99⁃102.[23]㊀袁嵩,汤卫红,李高春.复合推进剂的细观失效机理分析[J].固体火箭技术,2006,29(1):48⁃51.YUANSong,TANGWeihong,LIGaochun.Analysisonmicro⁃mechanicafailuremechanismsofcompositepropellant[J].JournalofSolidRocketTechnology,2006,29(1):48⁃51.[24]㊀MatousK,InglisHM,GuX.Multiscalemodelingofsolidpropellants:fromparticlepackingtofailure[J].CompositesScienceandTechnology,2007,67(7⁃8):1694⁃1708.[25]㊀李高春,邢耀国,戢治洪.复合固体推进剂细观界面脱粘有限元分析[J].复合材料学报,2011,28(3):229⁃235.LIGaochun,XINGYaoguo,JIZhihong.Finiteelementanal⁃ysisofmicroscaleinterfacialdebondingincompositesolidpropellants[J].ActaMaterialCompositaeSinica,2011,28(3):229⁃235.[26]㊀张建伟,职世君,孙冰.基于细观颗粒夹杂模型的复合固体推进剂松弛模量预测[J].航空动力学报,2013,28(10):2370⁃2375.ZHANGJianwei,ZHIShijun,SUNBin.Estimationofrelaxa⁃tionmodulusofcompositesolidpropellantbasedonparticlepackingmodel[J].JournalofAerospacePower,2013,28(10):2370⁃2375.[27]㊀职世君,孙冰,张建伟.基于表面粘结损伤的复合固体推进剂细观损伤数值模拟[J].推进技术,2013,34(2):273⁃279.ZHIShijun,SUNBin,ZHANGJianwei.Numericalsimula⁃tionofsolidpropellantmesoscopicdamageusingsurface⁃basedcohesiveapproach[J].JournalofPropulsionTechnol⁃ogy,2013,34(2):273⁃279.[28]㊀程吉明.预应变作用下复合固体推进剂损伤本构及应用研究[D].西安:西北工业大学,2019.CHENGJiming.Damageconstitutivemodelofcompositesolidpropellantunderprestrainanditsapplication[D].Xi'an:NorthwesternPolytechnicalUniversity,2019.[29]㊀SeguradoJ,LorcaJ.Acomputationalmicromechanicsstudyoftheeffectofinterfacedecohesiononthemechanicalbe⁃haviorofcomposites[J].ActaMaterialia,2005,53(18):4931⁃4942.[30]㊀TanH,LiuC,HuangY.Thecohesivelawfortheparticle/matrixinterfacesinhighexplosives[J].JournaloftheMe⁃chanicsandPhysicsofSolids,2005,53:1892⁃1917.(编辑:李婧瑄)1342020年8月张超,等:复合固体推进剂脱湿过程细观建模与损伤定量表征第4期。
推进剂压强指数抑制机理
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复合推进剂的细观失效机理分析
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关键词 : 复合 推 进 剂 ; 粘 ; 脱 细观 失 效 ; 值 模 拟 数
中图分类号 : 52 V 1
文献标识 码: A
文章编号 :0 62 9 (0 6 0 -0 8 4 10 - 3 20 ) 1 4 - 7 0 0
An l ss o i r - e h n c lf iu e m e h n s s a y i n m c o m c a i a a l r c a m i o o p st r p l n f c m o ie p o e l t a
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固 体 火 箭 技 术 第2 9卷第 1 期
Ju a o oi c e e h oo y o r l fS l Ro k tT c n lg n d Vo 2 . o 6 1 9 No 1 2 o
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复 合 推进 剂 的细 观 失效 机 理 分 析①
t n n t e d f r n o si e t f o o i r p l n t e fcl o d d i tr c n t n i tra i l r c e e e l ua — i s i h i ee tc n t u n so mp s ep o el t h p r t b n e n e a e a d wi a e fc a a k w r a e lt o t c t a wi e y f h n c e . e i r c a imso o o i rp l n e ea a y e . h e u t s o h t h t s e r h mo e e u h o d Th nf l eme h n s f mp st p o el t r l z d T e r s l h w t a esr s sae i o g n o si t ec n— au c e a w n s t e n n
动量守恒定律在火箭推进中的应用
![动量守恒定律在火箭推进中的应用](https://img.taocdn.com/s3/m/75bbd4652bf90242a8956bec0975f46527d3a7af.png)
动量守恒定律在火箭推进中的应用动量守恒定律是描述物体运动的基本定律之一,它在火箭推进中有着重要的应用。
本文将探讨动量守恒定律在火箭推进中的原理及应用,并分析其对航天工程的影响。
一、动量守恒定律的概念与原理动量是一个物体运动状态的量度,它是物体质量与速度的乘积。
动量守恒定律表明在一个孤立系统中,动量的总和在时间内保持不变。
二、火箭推进原理的基本模型火箭推进原理是基于动量守恒定律的。
在一个简化的火箭推进模型中,火箭包含一个推进剂和一个喷气口。
当推进剂燃烧时,产生的高温高压气体通过喷气口排出,产生反冲力推动火箭向前运动。
三、火箭推进中的动量守恒定律应用在火箭推进中,动量守恒定律被广泛应用于设计和计算中。
1. 推力的计算根据动量守恒定律,火箭的推力可以通过推进剂喷出速度和质量流量的乘积来计算。
推进剂喷出的速度越大,质量流量越大,火箭的推力也就越大。
2. 质量分析动量守恒定律在火箭的质量分析中也发挥着重要的作用。
推进剂的质量减少,火箭的总质量也随之减小,从而使火箭的速度不断增加。
3. 速度分析根据动量守恒定律,当推进剂喷出时,火箭推进速度的改变可以通过火箭的质量变化以及喷气口速度和质量流量的关系来分析。
四、火箭推进中的动量守恒定律应用举例以实际的火箭推进案例为例,进一步说明动量守恒定律在火箭推进中的应用。
1. 长征火箭系列长征火箭系列是中国航天事业的重要组成部分,其中的长征五号火箭是最大推力的火箭。
它的推进剂采用液氢和液氧的氢氧火箭发动机。
根据动量守恒定律,当推进剂燃烧时,产生的高温高压气体通过喷气口排出,产生反冲力推动火箭向前运动。
2. SpaceX猎鹰重型火箭SpaceX猎鹰重型火箭是当前世界上最强大的商业运载火箭之一。
它的推进剂采用液氧和煤油的燃烧发动机。
根据动量守恒定律的应用,推进剂的质量减少,火箭的总质量也随之减小,从而使火箭的速度不断增加。
五、动量守恒定律在火箭推进中的意义与影响动量守恒定律在火箭推进中的应用直接影响着航天工程的发展和设计。
制作简易火箭实验
![制作简易火箭实验](https://img.taocdn.com/s3/m/479146a9afaad1f34693daef5ef7ba0d4a736dd8.png)
实验结论:总结了简易火箭实验的成果,包括成功点和不足之处。
改进建议:根据实验结论,提出了对简易火箭的改进建议和未来研 究方向。
简易火箭实验成功发射,验证了 基本原理的可行性。
通过测量火箭的上升速度和高度, 得出了火箭性能的初步评估。
添加标题
打火机点火更稳定,但成本 较高
需要根据具体情况选择合适 的点火装置
废弃塑料瓶 纸巾筒 橡皮筋 颜料 胶水 剪刀
准备材料:包 括塑料瓶、气 瓶、阀门、连
接器等
组装过程:按 照设计图纸, 将各部分连接 起来,确保密
封性
注意事项:确 保所有材料符 合安全标准, 遵循操作规程
实验步骤:完 成组装后,进 行测试,记录
观察火箭燃烧的火焰颜色、 形状和持续时间,记录相关 数据。
观察火箭发射的过程,记录 发射时间、高度和速度等数 据。
观察火箭落地时的姿态和是 否发生爆炸等情况,记录相
关数据。
记录实验过程中出现的问题 和改进建议,以便后续改进
实验。
实验数据记录:详细记录了实验过程中的各项数据,如发射高度、飞 行时间等。
简介:纸筒是一种常见的简易火箭材料,具有轻便、易得、成本低等优点。
制作方法:将纸卷成圆筒状,然后用胶水或透明胶带固定,再根据需要添加其他材料,如喷嘴、 推进剂等。
优点:纸筒轻便,容易制作,成本低廉,适合用于简单的火箭实验和小型火箭模型。
注意事项:在制作和使用纸筒时要注意安全,避免纸筒破裂或燃烧等意外情பைடு நூலகம்发生。
简介:橡皮筋是一种弹性材料,常用于制作简易火箭的助推器。
作用:通过拉伸橡皮筋产生动力,为火箭提供推力。
ADN推进剂
![ADN推进剂](https://img.taocdn.com/s3/m/326117e20975f46526d3e106.png)
ADN 推进剂ADN (二硝酰胺铵)是20世纪70年代首先由前苏联合成出来的一种高能量密度材料。
它是一种能量密度高,不含卤素的白色结晶物,分子式为NH4N(N 2O 2),氧平衡为25.8%,生成热为–148kJ/mol ,晶体密度为1.812g/c 3m ,燃气洁净。
最初ADN 是为高性能固体推进剂研制的。
作为一种能够替代高氯酸铵的候选氧化剂品种,国内外在ADN 推进剂的配方研究、球形化、改善吸湿性等方面做了大量工作。
但从目前的研究进展来看,ADN 存在热稳定性较差,会发生自动催化分解;室温下反应活性高;吸湿性强,容易与异氰酸酯反应产生气孔;晶体中有不均匀性缺陷,制备推进剂时的工艺性能差等问题。
这些问题制约了ADN 在高性能固体推进剂中的应用[1]。
ADN 推进剂配方早在20世纪70年代,苏联就在ADN 合成工艺改进、性能研究等方面进行了大量细致的研究,随着ADN 应用中安全问题的解决,俄罗斯已掌握了ADN 在固体推进剂中的应用技术[2]。
已应用在SS-20、SS-24和SS-27中。
推进剂配方大致为HTPB/AP/ADN/AL/HMX/二茂铁衍生物。
目前,美国聚硫橡胶公司利用造粒塔工艺已经能够生产平均粒度为100μm 、热稳定性及防吸湿性都很好的粒状ADN 。
表1列出了美国海军空战中心武器分部(NAWCWD )研制的ADN/NEPE 为基的高能低特征信号推进剂。
所用ADN 氧化剂分别采用了平均粒度为300μm 的粒状ADN (ADNP )和化学合成直接制得的ADN 原料。
粘合剂分别为ORP-2A (硝胺聚醚粘合剂)和PCP (己内酯聚合物)。
这些配方可表示为PCP/NE/ADN, PCP/NE/ADN/ADNP 和PCP/NE/ADNP/CL-20。
表1 ADN/NEPE为基的高能低特征信号推进剂配方与安全特性注:NE为硝酸酯,ADNP为粒状ADN,ABL-Allegany弹道试验室,ESD2静电感度。
推进剂燃烧反应动力学模拟研究
![推进剂燃烧反应动力学模拟研究](https://img.taocdn.com/s3/m/231541259a6648d7c1c708a1284ac850ac020457.png)
推进剂燃烧反应动力学模拟研究割舍物质的本质性质,我们身处的世界充满了各种化学反应。
这些反应中,燃烧反应显得尤为重要。
而在许多燃烧反应中,推进剂燃烧反应则是不可或缺的组成部分。
因此,推进剂燃烧反应动力学模拟研究的重要性愈发凸显。
推进剂,作为一类能够在太空中进行推进的化学物质,近些年受到了越来越多的关注。
然而,推进剂燃烧反应的复杂性和危险性也为推进剂的应用带来了许多限制。
因此,对推进剂燃烧反应的动力学过程进行深入研究,无疑具有着至关重要的意义。
在推进剂燃烧反应动力学模拟研究中,首先需要考虑的便是燃烧过程中的热力学参数。
推进剂的燃烧过程产生了大量的热能,这需要我们对燃烧过程中涉及到的各种热力学参数进行深入的研究和分析。
其中,燃气生成速率、燃料质量流速、热释放速率和热传导速率等参数的准确确定,将有助于我们更好地了解推进剂燃烧反应的具体过程。
与此同时,推进剂燃烧反应也涉及到复杂的化学反应机理。
因此,在动力学模拟研究中,必须要考虑到化学反应的速率、反应路径、反应产物等因素的影响。
为了更好地探究这些参数的变化及其对燃烧反应的影响,科学家们还需要开展大量的实验和数值模拟工作,以验证和完善化学反应机理模型。
通过对推进剂燃烧反应动力学模拟研究的深入探究,我们可以为推进剂的应用提供重要的支撑。
例如,我们可以通过模拟和研究推进剂在不同燃气温度下的反应速率,进一步优化推进剂的成分和配方,提高推进剂的推进效率和安全性。
此外,推进剂燃烧反应动力学模拟研究也有望被广泛应用于其他燃烧反应的研究中。
例如,空气净化、废弃物处理等领域都与燃烧反应密切相关。
在这些领域,动力学模拟研究也有望提高反应效率、降低废气排放、提升燃烧产物的利用率等。
综上,推进剂燃烧反应动力学模拟研究的意义重大。
深入探究推进剂燃烧反应过程中的热力学参数和化学反应机理,有助于优化推进剂配方、提高推进效率及其安全性。
同时,这一研究领域还有望为其他燃烧反应领域提供参考和借鉴,从而在全球环境保护和能源可持续发展等方面发挥着重要作用。
MAT_ELASTIC_PLASTIC_HYDRO(推进剂)
![MAT_ELASTIC_PLASTIC_HYDRO(推进剂)](https://img.taocdn.com/s3/m/0379c237b90d6c85ec3ac66a.png)
破裂和瓦解效应的结合。
σ
用分段线性曲线定义 屈服应力-有效塑性应变, 当塑性应变为0时, 一个非0的屈服应力被定义
图 10.1 有效应力-有效塑性应变曲线
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5 EPS5 F 5 EPS13 F 5 ES5 F 5 ES13 F
6 EPS6 F 6 EPS14 F 6 ES6 F 6 ES14 F
7 EPS7 F 7 EPS15 F 7 ES7 F 7 ES15 F
8 EPS8 F 8 EPS16 F 8 ES8 F 8 ES16 F
变量 描述 MID:材料号,必须指定唯一的一个不超过 8 个字母的数字或标志。 RO:质量密度 G:剪切模量 SIGY:屈服应力,见下面注释 EH:塑性硬化模量,见下面定义. PC:压力截止(≤0.0)。如果为 0,假设压力截止为-∞ FS:腐蚀失效应变 CHARL:删除部分特有单元厚度,这应用于附着在一个 part 边界的 2D 实体单元,.如果边 界单元膜由于拉伸或压缩下降,并且如果它下降到小于 CHARL 值,这个单元将被删除。这 个选项主要应用于预测轴对称形状 charge jets 的破坏。 A1:线性压力硬化系数. A2:二次压力硬化系数 SPALL:碎片类型 =0.0,默认设置为“ 1.0” =1.0,p≥pmin =2.0,如果σmax≥-pmin 单元碎片和拉力,p<0 不被允许
如果压力超过计算的极限拉力压力重设为pcut这个选项不是一个严格的spall模型因为偏应力不受压力达到拉力截止值的影响并且压力截止值cut在整个分析过程中保持不变
*MAT_ELASTIC_PLASTIC_HYDRO(推进剂) 这是材料类型 10,这个类型允许建立一个弹塑性流体动力材料模型。选项包括: <BLANK> SPALL 关键字数据卡有以下两种格式:: *MAT_ELASTIC_PLASTIC_HYDRO 或 MAT_010 *MAT_ELASTIC_PLASTIC_HYDRO_SPALL 或 MAT_010_SPALL 数据卡 1 1 2 3 4 5 6 7 8 变量 类型 默认值 MID A8 无 RO F 无 G F 无 SIGY F 0.0 EH F 0.0 5 PC F -∞ 6 FS F 0.0 7 CHARL F 0.0 8
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推进剂是一种经过特殊加工的、自身含有氧化剂和燃烧剂,能够在没有环境氧的参与下自恃燃烧产生大量炽热气体的含能材料。
推进剂是火箭发动机的能源,它通过燃烧将推进剂的化学能转化为燃烧产物的热能,完成火箭发动机工作过程中的第一个能量转换过程。
[1] 高能推进剂及原材料在经过几十年的探索研究后,因遇到种种困难,曾暂收缩了一个时期,随着军事需求的日益强烈,各国在认真分析总结经验教训的基础上,又以更务实的态度重新开始了相应的研究工作。
[2]其中应用较为广泛的是固体推进剂。
由于固体火箭推进剂本身含有可燃物和氧化剂,能在一定的外界能量激发下,可在密闭的隔绝空气的环境中燃烧,这使它区别于普通燃料。
推进剂燃烧是同时在气相、液相和固相发生的化学反应和输运过程,比一般的燃气混合物的燃烧更为复杂。
作为一种能源,也只有通过燃烧才可将其化学潜能转化为热能,最终变为弹丸或火箭的动能[3,4]。
复合固体推进剂燃烧机理及模型化研究概况:Hermance的非均相反应(HR)模型:
Hermance C,E对GDF模型加以改进。
并提出了非均相反模型[5]。
这是第一个反映推进剂凝聚相反应的影响和推进剂表面不均匀性的理论模型,也是第一个引入统计概念进行分析的模型,HR模型所考虑的物理化学过程为凝聚相反应过程和气相反应过程。
凝聚相反应过程包括遵循Arrhenius型反应的氧化剂和粘结剂的热分解反应以及氧化剂颗粒周围缝隙区域发生的粘结剂与气态氧化剂分解产物间的多相反应。
气相反应过程则为粘结剂与氧化剂分解产物问的燃烧。
HR模型认为燃烧表面由氧化剂、粘结剂和缝隙三部分构成。
则推进剂质量燃速可表示成:
显然,则与氧化剂平均横截面积直径D1、缝隙深度S和氧化剂数密度有关.根据统计分析有:
HR模型假定气相火焰位置为涉及扩散混合和化学反应长度的加和,根据不同区域的能量守恒及相应边界条件,可导出燃烧速率方程、燃面温度方程和火焰温度方程。
对三个方程联立求解,利用数值迭代方法即可求出燃面温度、火焰温度和燃烧速度。
HR模型对氧化剂颗粒周围缝隙反应的实验证据不足。
但是该模型对氧化剂多分散性质的处理以及氧化剂横截面积直径的统计处理。
[l].董师颜,张兆良.固体火箭发动机原理.北京理工大学出版社,1996
[2].王伯羲,冯增国,杨荣杰.固体推进剂燃烧理论.北京理工大学出版社,1997
[3].邢浴仁,卢众.火炸药技术现状与发展.中国北方化学工业总公司,北京1995
[4].邢浴仁,卢众.火炸药技术现状与发展.中国北方化学工业总公司,北京199
[5].侯林法编著.复合固体推进剂,宇航出版社,北京,1994
在一定条件下(温度、压力等)若炸药因热分解的作用下,反应放出的热量大于热传导(向外)所散失的热量,就能使炸药的内部发生热积累,从而使反应自动加速,温度升高,反应更快,温度更高,如此循环发展最后导致爆炸。
热作用下炸药发生爆炸的机理:
炸药分解反应放热与炸药向周围介质(环境)散失热量的平衡问题,放热速率(单位时间内由于分解反应放出的热量):。