摘要
为了有效提高火箭、导弹武器在高温环境下的热安全性,增强其战场生存能力,基于AP基推进剂的烤燃反应机理,建立了装填星形孔高氯酸铵/端羟基聚醚(AP/HTPE)复合固体推进剂的三维非稳态固体火箭发动机烤燃模型。针对慢速和快速两种不同的热载荷条件,分别采用3.6~10.8K/h的慢烤升温速率和1.45~1.95K/s的快速烤燃升温速率对固体火箭发动机进行多工况的烤燃数值模拟。结果表明:发动机着火延迟时间和升温速率呈负相关趋势。升温速率的变化对发动机着火温度无显著影响。在快速烤燃条件下,升温速率的不同使得发动机着火位置出现跳跃性变化。
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