發(fā)布時(shí)間：2021-04-07 02:09

　　文章對(duì)高空高速飛行環(huán)境下的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減進(jìn)行分析,仿真和試驗(yàn)結(jié)果表明飛行高度越高,火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減越大,飛行速度越大,火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減越小。 

【文章來源】：信息通信. 2020,(01)

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

尾焰邊界圖條件2仿真結(jié)果：

沽Ρ?較大，形成馬赫盤結(jié)構(gòu)，并經(jīng)過一系列的膨脹，壓力接近于外界環(huán)境壓力；在遠(yuǎn)場，由于壓力可以認(rèn)為是常數(shù)，并且接近于環(huán)境壓力，火箭尾焰受壓力和飛行速度影響，最終形狀圓錐形的尾焰流場[4-5]。以某型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為例，對(duì)其高空高速飛行時(shí)尾焰流場進(jìn)行仿真分析。推進(jìn)劑為復(fù)合固體推進(jìn)劑，鋁粉含量約為18%，燃燒室壓力約為15Mpa，噴口半徑為10cm，燃燒室溫度溫度約為3500K，在不同條件下進(jìn)行仿真。表1仿真參數(shù)條件1仿真結(jié)果：圖1尾流溫度等值線圖圖2尾焰邊界圖條件2仿真結(jié)果：圖3尾流溫度等值線圖圖4尾焰邊界圖經(jīng)仿真分析，飛行高度越高，尾焰溫度越低，尾焰范圍越大；飛行速度越大，尾焰溫度越低，尾焰范圍越校且相比地面環(huán)境，高空飛行時(shí)由于飛行環(huán)境壓力較低，尾噴口尾焰的壓力比較大，在尾焰近場會(huì)產(chǎn)生馬赫盤結(jié)構(gòu)，這是與發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火不同的部分。飛行高度和飛行速度對(duì)尾焰電磁衰減的影響主要體現(xiàn)到尾焰溫度和尾焰范圍上。假設(shè)微波信號(hào)為平面波，則：（1）其中為微波穿過尾焰時(shí)的衰減常數(shù)，為相位常數(shù)。E/E0=e-z，衰減因子A定義為：A=20lg(E/E0)=8.686z（2）其中為微波衰減常數(shù)，單位為dB/m，z為微波在尾焰經(jīng)過的距離，單位為m，A的單位為dB。衰減常數(shù)如（3）式所示。（3）其中，r和為相對(duì)介電常數(shù)和電導(dǎo)率，計(jì)算方法為：（4）（5）其中：信息通信賈龍龍：高空高速飛行環(huán)境對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減的影響

：（10）為Boltzmann常數(shù)，T為發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰平均溫度，ni、Qi分別為與尾焰電子碰撞的粒子數(shù)密度以及碰撞截面面積，常用的碰撞截面數(shù)據(jù)見表2。表2電子與中性粒子的碰撞截面e表示自由電子平均速度，根據(jù)下式計(jì)算：（11）微波信號(hào)沿直線入射，將信號(hào)的入射路徑分為若干小段，分別對(duì)每段計(jì)算衰減因子和衰減，并在整個(gè)入射路徑上進(jìn)行積分即得到總衰減。根據(jù)式(9)，并結(jié)合圖1～圖4的仿真結(jié)果，對(duì)某型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減與飛行高度和飛行速度關(guān)系進(jìn)行分析，可得仿真結(jié)果如下圖所示。圖5尾焰電磁衰減與飛行高度關(guān)系圖6尾焰電磁衰減與飛行速度關(guān)系經(jīng)仿真分析，對(duì)于高空飛行而言，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰溫度變低，尾焰中的電子、離子數(shù)密度的峰值有所降低，但是由于環(huán)境壓力較低，電子、離子的密度沿尾焰軸向的衰減速度變慢，從而在遠(yuǎn)場較大的范圍內(nèi)長時(shí)間保持較高的數(shù)值，進(jìn)而引起尾焰的有效范圍變大，而尾焰電磁衰減是沿微波傳輸路徑對(duì)衰減系數(shù)的積分，由于微波信號(hào)穿過的尾焰范圍變大，傳輸路徑變長，因此飛行高度越高，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減越大。對(duì)于高速飛行而言，尾焰溫度和尾焰范圍均比低速飛行時(shí)要低，尾焰中的自由電子數(shù)密度的峰值變低，尾焰遠(yuǎn)場覆蓋的范圍變小，進(jìn)而引起尾焰的有效作用范圍。因此，飛行速度越大，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰電磁衰減越校2試驗(yàn)結(jié)果對(duì)某型火箭的空中試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，推進(jìn)劑為復(fù)合固體推進(jìn)劑，推進(jìn)劑噴出流量約為6kg/s，鋁粉含量約為18%，燃燒室壓力約為15Mpa，噴口半徑為10cm，燃燒室溫度溫度約為3500K，微波信號(hào)入射角位于±4°之間，尾焰電磁衰減統(tǒng)計(jì)如下表所示。表3某型火箭尾焰電磁衰減統(tǒng)計(jì)對(duì)比表3和圖5、圖6，某型火箭的空中

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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[3]飛行環(huán)境對(duì)火箭噴焰微波衰減特性的影響[J]. 安冬梅,劉青云.  固體火箭技術(shù). 2000(03)



本文編號(hào)：3122598