某口径火箭发动机温度场特性研究.pdf
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1、第 卷第 期 年 月弹道学报 .收稿日期:作者简介:郁安吉()女硕士研究生研究方向为火箭发动机烤燃特性:.通信作者:薛晓春()女副教授研究方向为火箭发动机烤燃特性:.:./.()某口径火箭发动机温度场特性研究郁安吉薛晓春余永刚(南京理工大学 能源与动力工程学院江苏 南京)摘要:为研究某口径火箭发动机多层材料在不同边界条件下的温度场变化规律建立了多层材料结构下的非稳态传热模型通过控制容积法进行了数值计算 以 环境条件下的初温 的某火箭发动机温度变化规律的试验数据为依据对比了数值模拟的计算结果验证了模型的可靠性 对不同工况下某口径火箭发动机的装药温度场变化特性进行了计算与分析 结果表明:通过所建立
2、的数值计算模型可以较好地描述火箭发动机多层材料在不同环境条件下的温度场变化特性装药温度的变化受装药初始温度与环境温度之间温差的影响当装药温度和环境温度的初始温差较大时温度变化速率越大发动机内各点装药达到相同的温度时所需时间相差较大发动机内各点装药温度与环境温度达到完全平衡的时间越长由于发动机由多层材料组成不同材料的导热系数对装药的温度场影响也较大材料的导热系数越大导热能力越强温度变化速率越大关键词:火箭发动机温度场多层材料温度特性中图分类号:.文献标志码:文章编号:()():.:第 期郁安吉等 某口径火箭发动机温度场特性研究 装药温度是影响箭炮武器性能的重要因素药温测量的精度将直接影响火箭弹道
3、解算结果的正确性进而影响武器性能 因此准确获得火箭发动机内部热环境参数是对其热防护系统进行精细化设计的前提通常可采用传热相似法和解算法两种方法进行装药温度的测量 解算法是利用传热学基本原理通过测量环境温度对装药温度场进行解算传热相似法是采用缩比模型通过相似原理和无量纲分析保证其传热过程的微分方程和单值条件相同可满足各类火箭实时弹道解算的要求 刘庆才等利用解算法对固体推进剂建立了导热模型使用非接触式试验装置对推进剂的温度场进行了测定得到的计算结果与实验测点温度值吻合较好周彦煌等利用全自动间接测量法通过微机控制的非接触式实时测量装置设计出的装药温度自动测量系统实现了药温自动实时测量满足当代作战需要
4、目前大口径火箭发动机达到平衡温度所需时间过长增加了试验的能耗影响其研制效率而装药温度场的变化特性是确定该时间的前提 因此科研人员在大口径武器弹药保温方面进行了深入研究 李媛等为研究环境温度对固体火箭发动机药柱温度场的影响利用有限元传热进行分析 薛青等根据发射药保温的原理通过仿真与试验相结合的方法验证发射装药保温过程弹药温度接近环境温度需要的时间远低于现有标准所规定的时间针对火箭发动机装药温度场平衡温度所需时间的计算问题本文采取数值传热学理论与实验相结合的方法建立了火箭发动机的传热数学模型针对不同环境温度条件下的某火箭发动机的温度场进行试验测试通过对比数值计算与实验结果验证了所建立的多层材料间传
5、热模型的合理性最后深入分析了火箭发动机各层材料的温度变化特性 装药温度场数值模拟.数理模型由于火箭发动机是由金属壳体、绝缘层和推进剂装药等多层材料组成试验中在装药上选取多个具有代表性的测点安装完传感器后将实验模型放入保温箱进行保温测试 因此为了模拟这种多层材料在高温或者低温环境中的温度场特性建立如图 所示的物理模型并取、三点作为特征点记录其温度变化特性其中 点位于装药/位置 点位于装药/位置 点位于装药/位置 针对该物理模型提出以下假设:由于发动机温度沿径向变化较大因此采用一维柱坐标描述这种多层材料间的非稳态传热现象各层材料间无热阻空气的导热系数和比热只是温度的函数发动机各层材料的物性参数为常
6、数针对上述假设建立这种多层材料间的传热模型:()式中:为发射药温度 为发动机截面径向坐标、分别是材料(时为推进剂、时为绝缘层、时为发动机壳体)的导热系数、密度和比热容图 某火箭发动机物理模型 .初始条件及边界条件处理初始时刻求解区域内各点的温度相同即初始条件为()()()当火箭发动机处在高温或低温环境中时受外界热源或者冷源的对流传热作用其内各层材料的温度均会发生变化并不断接近环境温度 因此采用第三类边界条件作为发动机内孔内边界条件和发动机壳体外边界条件:()()弹道学报第 卷式中:、分别为发动机内孔内径和发动机壳体半径为发射药内边界温度为发动机壳体外边界温度和 分别为内环境和外环境温度 和 分
7、别为发动机内外边界的对流换热系数通过努塞尔数 计算 如下所示:()()()式中:为实验系数.为空气体积膨胀系数 为重力加速度 为壁面与环境的温差 为特征长度 为空气动力黏度.数值计算方法采用控制容积法离散传热方程求解区域离散采用内节点法将推进剂、绝缘层、壳体和空气层进行网格划分并在时间间隔内将非稳态导热方程对控制体作积分:()假定方程非稳态项中温度随时间和空间都是阶梯性变化扩散项随空间分段线性变化随时间阶梯性变化则有:()()()()式中:下标 表示求解区域相应网格节点半径方向相邻两节点间的距离以 表示下标 表示相应控制容积界面上标 表示上一时刻的值离散后方程可写为()式中:()()()为单元
8、 内相邻两界面的距离为使方程()封闭采用附加源项法进一步处理边界条件即考虑所有节点上离散方程系数形式的一致性对于内外边界而言将方程的系数 和 改写如下:()式中:为一般传热控制方程形式中源项作局部线性化处理后的系数 由于装药与环境温度之间传热是无源的即:其余参数保持不变因此改写上述系数不影响离散后传热控制方程的解对于求解区域边界上的节点而言由于采用了附加源项法处理边界条件其源项部分即、不为因此上述的、为 仅满足求解区域上的内部节点 但由于添加了、部分使得发射装药与环境温度之间的传热关系式离散后的系数在求解区域上对所有节点具有了统一的形式有利于程序的编制根据图 对边界条件进行处理先对位于边界上的
9、 节点表示的边界条件进行研究图 附加源项图示说明 系数 表示为()()式中:为边界点 到 点的距离为边界节点的导热系数边界条件可改写为()()()利用已知的边界条件把 消去未知的边界温度由 定律得:()()()得:()()()()于是有()()()式中:为表面对流换热系数、为附加源项第 期郁安吉等 某口径火箭发动机温度场特性研究.多层材料的参数处理火箭发动机是由多层材料组成多层材料间物性均采用调和平均方法进行计算各层材料(发动机壳体、绝缘层及推进剂)的导热系数、密度和比热容其物性参数见表 表 材料物性参数 材料/()/()/()推进剂.壳体.绝缘层.结果对比分析.数值模型的验证为了验证上述数值
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