为准确预示典型固体火箭发动机工作过程中燃烧室喷管整体结构温度场及应力场分布规律,建立了包含绝热层和喉衬的燃烧室喷管一体化模型。通过Fluent流体分析软件和ANSYS结构分析软件进行了非稳态流热固耦合数值计算。仿真结果表明,固体火箭发动机工作过程中,由于绝热层的存在,燃烧室壳体温度上升缓慢。热流密度在喉道上游达到最大值,喉部区域对流换热最为严重。热应力在喷管收敛段达到峰值,且随时间增大而增大。
科研之友
微信
新浪微博
Facebook
分享链接
