固体火箭发动机喷管的热结构分析
采用有限元法对某型号单室双推力固体火箭发动机喷管进行了二维瞬态热结构分析。通过巴兹公式计算出燃气与喷管内壁的对流换热系数。然后利用商用软件MSC.MARC对喷管温度场和应力场进行耦合计算。通过计算温度场和应力场,对喷管在发动机工作过程中的结构进行了分析。并将计算结果与试验结果作了比较,二者吻合较好。喉衬材料热导率较大,且与高温燃气直接接触,因而整体温度较高。而收敛段绝热层、背衬和扩张段绝热层热导率很小,只有表层温升幅度较大。由于收敛段绝热层、背衬和扩张段绝热层的隔热作用,壳体温度几乎没有任何改变。这些都与喷管工作过程中的温度场分布相符。应力场的计算结果表明,发动机启动瞬间,因为压强突然增加,温度陡然升高,故压强梯度,温度梯度都大,所以应力突然增大。喷管喉衬的最大应力出现在发动机工作结束时,此时的应力主要是由热载荷引起的热应力。
固体火箭发动机 喷管 有限元分析 热结构
王斌
中国航天科工集团第三十一研究所,北京 100074
国内会议
烟台
中文
163
2007-08-05（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）