相比傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機,具有能量管理特性的雙脈沖固體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜,為了提高其工作可靠性,針對核心部件金屬隔艙的破片運動過程開展了數(shù)值仿真與試驗研究。首先基于LS-DYNA軟件,分析中引入監(jiān)測函數(shù)、邏輯開關(guān)函數(shù)和加載驅(qū)動函數(shù),模擬燃?xì)饬鲗ζ破倪B續(xù)作用力,計算得到了在不同時刻破片的空間分布規(guī)律、撞擊點位置及發(fā)動機內(nèi)部損傷情況,保證了破片運動過程的高保真還原。其次,為了驗證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性,進行了模擬二脈沖初始工況的熱流試驗,發(fā)現(xiàn)破片撞擊位置及損傷程度的仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)一致性較高,其中撞擊位置的預(yù)示誤差小于9%,試驗結(jié)果充分驗證了有限元模型的準(zhǔn)確性。由此,建立了適用于雙脈沖固體火箭發(fā)動機金屬隔艙破片運動過程的分析模型,實現(xiàn)了破片撞擊位置及損傷程度的高精度預(yù)示。

【文章頁數(shù)】：7 頁

【文章目錄】：
1 引言
2 計算模型和方法
    2.1 理論基礎(chǔ)
    2.2 建立有限元模型
    2.3 隔艙打開過程參數(shù)設(shè)置
    2.4 破片運動過程參數(shù)設(shè)置
    2.5 仿真結(jié)果
        2.5.1 破片運動軌跡
        2.5.2 結(jié)構(gòu)損傷
3 隔艙熱流試驗
    3.1 試驗方案
    3.2 試驗結(jié)果
4 結(jié)論



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