固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程數(shù)值模擬能夠有效、快速、經(jīng)濟(jì)地獲得發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流動(dòng)細(xì)節(jié)、內(nèi)彈道曲線等實(shí)時(shí)信息,在發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)示、優(yōu)化設(shè)計(jì)方面也扮演著重要角色。包覆裝藥和含缺陷裝藥在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中十分常見(jiàn),其工作過(guò)程受到國(guó)內(nèi)外專(zhuān)家學(xué)者的充分關(guān)注,因此對(duì)其工作過(guò)程及模擬方法的研究具有重大意義。Level-set和多孔介質(zhì)模型組合方法（簡(jiǎn)稱(chēng)LSPM）可以實(shí)現(xiàn)復(fù)雜裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程的模擬,但是在計(jì)算含包覆層裝藥和含內(nèi)部缺陷裝藥等方面有一定的局限性。本文基于多孔介質(zhì)模型思想,結(jié)合Level-set方法,在LSPM基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)了含包覆層和含內(nèi)部缺陷界面識(shí)別方法,使得LSPM算法更加完善。主要內(nèi)容如下:（1）建立了含包覆層和含內(nèi)部缺陷界面識(shí)別方法,結(jié)合Level-set方法和多孔介質(zhì)模型實(shí)現(xiàn)了含包覆層裝藥和含內(nèi)部缺陷裝藥的燃面推移和發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程模擬,拓展了LSPM在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)內(nèi)流場(chǎng)計(jì)算上的適用性。（2）選取多種模型分別對(duì)開(kāi)發(fā)的含包覆層和含內(nèi)部缺陷界面識(shí)別方法展開(kāi)了界面面積及內(nèi)流場(chǎng)校驗(yàn),從界面形態(tài)、界面面積以及燃燒室壓力等方面驗(yàn)證了改進(jìn)后的LSPM有較高的計(jì)算精度和通用性。（3）基于改進(jìn)的LSP... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工程大學(xué)黑龍江省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：91 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

論文結(jié)構(gòu)圖

域、流體域 1 和流體域 2。其中 Level-set 方程求解域?yàn)楣腆w域和流體域 1，兩者的交界面即是初始界面，這樣劃分大大縮減了計(jì)算量(因?yàn)榱黧w域 2 不需要初始化)，較原先的將除固體域以外的部分都當(dāng)做流體域的劃分方法有了很大改進(jìn)。因此，針對(duì)簡(jiǎn)單包覆模型，只需要改變區(qū)域劃分方式，再根據(jù)原先算法計(jì)算出的各點(diǎn)速度，遵循平行層推移定律就可以實(shí)現(xiàn)界面的推移過(guò)程。 但是當(dāng)包覆附近的界面不是直線，而是如圖 2.2 所示的凹型界面時(shí)，會(huì)產(chǎn)生固體域有殘留固體的現(xiàn)象。因?yàn)榻缑嫱埔频姆较蚴冀K沿著最小化距離函數(shù)的梯度方向，即圖中V 的指向，所以在包覆面和推移一段時(shí)間的界面之間會(huì)產(chǎn)生如圖 2.2 中紅色填充處所示的剩余固體，此時(shí)簡(jiǎn)單含包覆層計(jì)算方法不再適用。

域、流體域 1 和流體域 2。其中 Level-set 方程求解域?yàn)楣腆w域和流體域 1，兩者的交界面即是初始界面，這樣劃分大大縮減了計(jì)算量(因?yàn)榱黧w域 2 不需要初始化)，較原先的將除固體域以外的部分都當(dāng)做流體域的劃分方法有了很大改進(jìn)。因此，針對(duì)簡(jiǎn)單包覆模型，只需要改變區(qū)域劃分方式，再根據(jù)原先算法計(jì)算出的各點(diǎn)速度，遵循平行層推移定律就可以實(shí)現(xiàn)界面的推移過(guò)程。 但是當(dāng)包覆附近的界面不是直線，而是如圖 2.2 所示的凹型界面時(shí)，會(huì)產(chǎn)生固體域有殘留固體的現(xiàn)象。因?yàn)榻缑嫱埔频姆较蚴冀K沿著最小化距離函數(shù)的梯度方向，即圖中V 的指向，所以在包覆面和推移一段時(shí)間的界面之間會(huì)產(chǎn)生如圖 2.2 中紅色填充處所示的剩余固體，此時(shí)簡(jiǎn)單含包覆層計(jì)算方法不再適用。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]基于水平集函數(shù)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)內(nèi)流場(chǎng)模擬方法研究[J]. 王革,李冬冬,韓萬(wàn)之,張瑩.  兵工學(xué)報(bào). 2017(08)
[2]基于水平集方法和最小距離函數(shù)法的復(fù)雜裝藥燃面退移問(wèn)題研究[J]. 王革,韓萬(wàn)之,李冬冬,郜冶.  兵工學(xué)報(bào). 2017(02)
[3]渦脫落撞擊潛入式噴管引起低頻壓力振蕩研究[J]. 楊羽卓,郜冶.  固體火箭技術(shù). 2016(04)
[4]固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥燃面計(jì)算方法[J]. 褚佑彪,張崗,苑博,武淵.  固體火箭技術(shù). 2016(04)
[5]基于MDF方法的裝藥燃面推移算法研究[J]. 郭夢(mèng)飛,郭顏紅,尚永騰.  航空兵器. 2016(01)
[6]含氣孔裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性分析[J]. 李記威,房雷,李曄鑫,職世君.  航空兵器. 2015(04)
[7]星型裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程仿真研究[J]. 何濤,孫振華.  航空兵器. 2015(01)
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[9]裝藥缺陷對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能的影響[J]. 李煥,楊立波,許云志.  四川兵工學(xué)報(bào). 2013(07)
[10]固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)徑向加質(zhì)流局部穩(wěn)定性分析方法研究[J]. 楊尚榮,劉佩進(jìn),魏祥庚,金秉寧.  推進(jìn)技術(shù). 2013(07)

博士論文
[1]大長(zhǎng)徑比固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒預(yù)示及抑制方法研究[D]. 蘇萬(wàn)興.北京理工大學(xué) 2015
[2]有壁面質(zhì)量注入通道流體動(dòng)力學(xué)典型問(wèn)題分析[D]. 王革.哈爾濱工程大學(xué) 2009
[3]固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過(guò)程與裝藥裂紋相互作用機(jī)理研究[D]. 葛愛(ài)學(xué).國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2004

碩士論文
[1]渦脫落引起的發(fā)動(dòng)機(jī)壓力振蕩研究[D]. 楊羽卓.哈爾濱工程大學(xué) 2016
[2]基于level-set方法模擬復(fù)雜裝藥燃面退移瞬態(tài)內(nèi)流場(chǎng)[D]. 韓萬(wàn)之.哈爾濱工程大學(xué) 2016
[3]固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)渦脫落現(xiàn)象的大渦模擬[D]. 李鵬飛.哈爾濱工程大學(xué) 2013
[4]含裂紋固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析[D]. 費(fèi)陽(yáng).國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2010
[5]固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作過(guò)程數(shù)值模擬[D]. 諸毓武.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2005
[6]固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜裝藥燃面算法研究[D]. 秦飛.西北工業(yè)大學(xué) 2003



本文編號(hào)：2896362