為進(jìn)一步優(yōu)化作動筒式雙級延伸噴管的設(shè)計參數(shù),需要對延伸噴管展開的全過程進(jìn)行更加細(xì)致的分析與仿真。針對作動筒式雙級延伸噴管采用燃?xì)獍l(fā)生器展開的工況,通過在Matlab/Simulink中構(gòu)建燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)藥柱燃燒與作動筒內(nèi)燃?xì)獾呐蛎涀龉δＰ?結(jié)合Ansys動力學(xué)仿真模塊,對延伸噴管從燃?xì)獍l(fā)生器點火開始到延伸噴管展開到位的全過程進(jìn)行聯(lián)合仿真。將仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比,證明了模型可以較為準(zhǔn)確地預(yù)測出工作過程中作動筒內(nèi)壓強的峰值、展開到位時壓強值以及燃燒完畢時作動筒殘壓值,最大誤差約10%。仿真結(jié)果表明,建立的燃燒-傳遞-做功-展開的模型合理可靠,可較為準(zhǔn)確地預(yù)估出燃?xì)獍l(fā)生器藥量變化對延伸噴管展開動力學(xué)參數(shù)的影響,具有較強的工程應(yīng)用價值。 

【文章來源】：固體火箭技術(shù). 2020,43(06)北大核心

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

藥片尺寸圖

在Ansys中對1/4延伸噴管進(jìn)行建模，給定作動筒上的摩擦阻力、到位等效阻力以及燃?xì)鈱ρ由戾F的作用力，以作動筒內(nèi)壓作為輸入量，輸出作動筒上端在作動筒展開方向上的的速度和加速度。三維模型如圖2所示。在模型中，作動筒阻力通過設(shè)置作動筒上的預(yù)緊力和摩擦系數(shù)給出;延伸錐展開到位阻力的產(chǎn)生包含了與密封圈摩擦和碰撞過程，模型中采用近似曲線進(jìn)行模擬，圖3中縱軸為延伸錐展開到位阻力(等效在II級延伸錐上)，橫軸為II級延伸錐質(zhì)心軸向坐標(biāo)。亦可采用顯式動力學(xué)計算出阻力隨展開位移變化曲線，作為參數(shù)輸入模型中;尾部燃?xì)猱a(chǎn)生的阻力與發(fā)動機工作狀態(tài)以及延伸噴管展開位置有關(guān)，在發(fā)動機工作狀態(tài)穩(wěn)定的情況下，采用流場計算得到尾部燃?xì)庾枇﹄S延伸錐展開位移的變化曲線，并作為參數(shù)輸入模型中。圖4中縱軸為兩級延伸錐所受的燃?xì)庾枇�，橫軸為II級延伸錐質(zhì)心軸向坐標(biāo)。

在模型中，作動筒阻力通過設(shè)置作動筒上的預(yù)緊力和摩擦系數(shù)給出;延伸錐展開到位阻力的產(chǎn)生包含了與密封圈摩擦和碰撞過程，模型中采用近似曲線進(jìn)行模擬，圖3中縱軸為延伸錐展開到位阻力(等效在II級延伸錐上)，橫軸為II級延伸錐質(zhì)心軸向坐標(biāo)。亦可采用顯式動力學(xué)計算出阻力隨展開位移變化曲線，作為參數(shù)輸入模型中;尾部燃?xì)猱a(chǎn)生的阻力與發(fā)動機工作狀態(tài)以及延伸噴管展開位置有關(guān)，在發(fā)動機工作狀態(tài)穩(wěn)定的情況下，采用流場計算得到尾部燃?xì)庾枇﹄S延伸錐展開位移的變化曲線，并作為參數(shù)輸入模型中。圖4中縱軸為兩級延伸錐所受的燃?xì)庾枇�，橫軸為II級延伸錐質(zhì)心軸向坐標(biāo)。圖4 噴管燃?xì)庾枇η�

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]雙級延伸噴管高空展開過程動力學(xué)耦合仿真研究[J]. 趙博文,田維平,董新剛,宋學(xué)宇,曹濤峰.  固體火箭技術(shù). 2020(02)
[2]動滑輪系統(tǒng)對延伸噴管展開動力學(xué)的影響[J]. 陳鵬,任全彬,尤軍峰.  固體火箭技術(shù). 2018(05)
[3]級間熱分離條件下帶有延伸噴管的固體火箭發(fā)動機尾部流場分析[J]. 白宏偉,尤軍峰,張鐸,姚謙.  固體火箭技術(shù). 2008(06)
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[5]固體火箭發(fā)動機延伸噴管展開動力學(xué)分析[J]. 尤軍峰,校金友,張鐸,甘曉松,任全彬.  推進(jìn)技術(shù). 2008(01)
[6]延伸噴管延展撞擊動力學(xué)分析[J]. 宋金松,劉勇瓊,尤軍峰,徐秉恒,何樹范.  固體火箭技術(shù). 2003(04)

碩士論文
[1]空間氣囊在燃?xì)庾饔孟鲁錃庹归_過程數(shù)值模擬[D]. 信志濤.南京理工大學(xué) 2018



本文編號：3073492