固体火箭发动机喷管热结构一体化计算-中国学术期刊网络出版总库

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固体火箭发动机喷管热结构一体化计算

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【英文篇名】	Thermo-structure integrative computation for nozzle in SRM
【下载频次】	★★★★★
【作者】	郑晓亚; 王卫祥; 蔡飞超; 陈凤明;
【英文作者】	ZHENG Xiao-ya1; WANG Wei-xiang2; CAI Fei-chao1; CHEN Feng-ming1(1.School of Astronautics; Northwestern Polytechnical University; Xi'an 710072; China; 2.The 9th Designing of China Aerospace Science Industry; Wuhan 430040; China);
【作者单位】	西北工业大学航天学院; 中国航天科工集团第九总体设计部;
【文献出处】	航空动力学报 , Journal of Aerospace Power, 编辑部邮箱 2012年 09期期刊荣誉：中文核心期刊要目总览 ASPT来源刊 CJFD收录刊
【中文关键词】	航空航天推进系统; 固体火箭发动机喷管; 热结构; 耦合传热; 接触非线性;
【英文关键词】	aerospace propulsion system; solid rocket motor nozzle; thermo-structure; coupled heat transfer; contact nonlinearity;
【摘要】	基于user-defined function(UDF)技术将固体火箭发动机喷管热结构计算程序嵌入到FLUENT软件中,通过UDF宏命令实现FLUENT耦合传热结果数据的提取,编写了接触边界的自动识别程序,采用直接约束法模拟喷管界面间的接触非线性问题,实现了固体火箭发动机喷管热结构的一体化计算.
【英文摘要】	The thermo-structure computation procedure of nozzle in SRM(solid rocket motor) was embedded in software FLUENT based on user-defined function(UDF).It realized coupled heat transfer data picked using UDF macro commands.Contact boundary identify procedure was complied and direct constraint method was applied to solve boundary nonlinear problem.Then it achieved thermo-structure integrative computation for nozzle in SRM.
【基金】	装备预研基金项目(9140A28010112HK03320); 2009年航天支撑技术基金
【更新日期】	2012-10-15
【分类号】	V435
【正文快照】	固体火箭发动机具有结构简单、紧凑,燃烧稳定,可靠性高、反应快等优点[1],成为未来战术导弹主要的动力装置.随着军事需求的不断提高,装填分数和燃烧室的工作压强也不断地提高,使得喷管使用环境条件急剧恶化,喷管作为固体火箭发动机的关键组件之一,其热结构完整性是设计中重点关

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