固体火箭发动机喷管热结构一体化计算

郑晓亚; 王卫祥; 蔡飞超; 陈凤明

Chinese

您当前的位置：

首页 >

文章列表页 >

固体火箭发动机喷管热结构一体化计算

火箭发动机 | 更新时间：2026-07-07

- 固体火箭发动机喷管热结构一体化计算
- Thermo-structure integrative computation for nozzle in SRM
- 航空动力学报 2012年27卷第9期
- 作者机构：
  
  1. 西北工业大学航天学院,西安,71007
  2. 中国航天科工集团第九总体设计部,武汉,430040
- 作者简介：
- 基金信息：
  
  装备预研基金项目(9140A28010112HK03320);2009年航天支撑技术基金
- DOI：
  中图分类号：
- 纸质出版：2012
- 稿件说明：
移动端阅览
郑晓亚, 王卫祥, 蔡飞超, 等. 固体火箭发动机喷管热结构一体化计算[J]. 航空动力学报, 2012,27(9).

ZHENG Xiao-ya, WANG Wei-xiang, CAI Fei-chao, et al. Thermo-structure integrative computation for nozzle in SRM[J]. 2012, 27(9).
郑晓亚, 王卫祥, 蔡飞超, 等. 固体火箭发动机喷管热结构一体化计算[J]. 航空动力学报, 2012,27(9). DOI：

ZHENG Xiao-ya, WANG Wei-xiang, CAI Fei-chao, et al. Thermo-structure integrative computation for nozzle in SRM[J]. 2012, 27(9). DOI：

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.

Abstract

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.

关键词

Keywords

references

浏览量

452

下载量

CSCD

文章被引用时，请邮件提醒。

提交

工具集

关联资源

基于水膜流动与耦合传热的翼型防/除冰计算

液氧甲烷发动机台阶型冷却通道的耦合传热特性

复合喷管热结构耦合计算的一种策略

机翼电加热防冰表面内外传热的耦合计算

基于改进姿态控制系统模型的卫星多学科优化

相关机构

北京航空航天大学航空科学与工程学院

北京航空航天大学宇航学院

西北工业大学航天学院

北京航空航天大学航空科学与工程学院

国防科技大学航天与材料工程学院

AI问答

地址：北京市丰台区顺八条1号院2号楼北阳晨光大厦2层邮编：100079
联系电话：（010）53879206 Email：tmw@bjxintong.com.cn
技术支持由北京北大方正电子有限公司提供京ICP备09082226号-64 京公网安备11010602201714号
本系统建议在Chrome、 IE9+ 以上版本浏览器阅读本站内容，360浏览器请切换至极速模式
Cookies帮助我们提供服务并提供个性化体验。使用本网站，即表示您同意我们使用Cookies

⁰