本文關(guān)鍵詞：固體推進劑二維絕熱微尺度燃燒模型的數(shù)值研究　出處：《推進技術(shù)》2016年12期 　論文類型：期刊論文

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【摘要】：為實現(xiàn)固體微推力器工作過程的一體化模擬,基于Fluent計算軟件的二次開發(fā)功能(UDF)和簡化化學動力學模型,實現(xiàn)了固體推進劑的二維氣-凝相絕熱微尺度燃燒模型的建立,該模型針對固體微推力器所用雙基推進劑,包含兩步凝相反應和五步氣相反應,燃速、推進劑表面溫度和組分質(zhì)量分數(shù)基于燃面物理特性計算得到,并考慮了粘性作用對氣相和凝相反應的影響。針對0.5MPa,1.0MPa,2.0MPa和5.1MPa四種工況進行了計算,結(jié)果表明,高壓工作環(huán)境下出現(xiàn)發(fā)光火焰區(qū),且隨表面壓力增大而逐漸靠近壁面,凝相反應區(qū)厚度和嘶嘶區(qū)、暗區(qū)主要反應物在燃面的質(zhì)量分數(shù)隨推進劑表面壓力增大而減小。對稱面處推進劑燃速,推進劑表面溫度和氣相火焰結(jié)構(gòu)與實驗結(jié)果基本一致。由于壁面附近較高的粘性作用,氣相火焰在壁面位置更加靠近推進劑燃面,并導致壁面位置推進劑燃速高于對稱面位置。該模型實現(xiàn)了二維環(huán)境下考慮分步凝相反應的推進劑絕熱燃燒模型的一體化計算,較好地拓展了原模型的應用范圍。
[Abstract]:In order to realize the integration of simulation of solid micro thruster working process, two development function based on Fluent (UDF) and simplified chemical kinetic model is established to realize a two-dimensional gas - solid propellant in condensed phase adiabatic micro scale combustion model, the model for solid micro thruster with double base propellant, the condensed phase reaction consists of two steps and the five step gas phase reaction, mass fractions of surface physical properties based on the calculated propellant burning rate, surface temperature and group, and considering the effect of viscosity on the gas phase and the condensed phase reaction. According to 0.5MPa, 1.0MPa, 2.0MPa and 5.1MPa in four different conditions were calculated. The results show that the high pressure working environment under the luminous flame area, and with the surface pressure increases gradually near the wall, the condensed phase reaction zone thickness and hissing area, dark area main reactants in the burning mass fraction decreases with the pressure of the propellant surface increase. The propellant burning rate at the symmetric surface, the surface temperature of the propellant and the flame structure of the gas phase are basically the same as the experimental results. Due to the viscous effect near the wall is high, gas flame in the wall position closer to the propellant, and causing the wall position of the burning rate of the propellant is higher than the plane of symmetry position. The model realizes the integrated calculation of the propellant adiabatic combustion model considering the stepwise condensation reaction under two-dimensional environment, which extends the application scope of the original model.
【作者單位】： 北京理工大學宇航學院;北京控制工程研究所;
【分類號】：V512
【正文快照】： 1引言固體微推力器是微小型航天器的姿軌控動力系統(tǒng),具有結(jié)構(gòu)簡單,無可動部件及其帶來的摩擦損失等特點,且集成度高,可以集成在基板上以陣列形式實現(xiàn),實現(xiàn)對微小型航天器的姿態(tài)和軌道控制[1~6]。固體微推力器的燃料是固體推進劑。固體推進劑的火焰區(qū)呈現(xiàn)了一定的微尺度特征,火

【參考文獻】

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本文編號：1341163