【摘要】：航空火箭彈作為武裝直升機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)配備的主要武器之一,是以固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力的非制導(dǎo)彈藥。本文以某航空火箭彈為研究對象,首先針對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道進(jìn)行計(jì)算,得到了高、低、常溫下發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)彈道性能參數(shù)。再對該航空火箭彈的噴管內(nèi)流場進(jìn)行數(shù)值模擬,得到了噴管擴(kuò)張段翼片槽以及翼片收束狀態(tài)下斜置翼片對于發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響。最后通過非穩(wěn)態(tài)計(jì)算得到了火箭彈發(fā)射管內(nèi)導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩隨時(shí)間的變化關(guān)系,進(jìn)而得到了火箭彈炮口轉(zhuǎn)速。具體內(nèi)容有:(1)在進(jìn)行了合理假設(shè)的情況下,對該航空火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能進(jìn)行了計(jì)算。通過四階龍格庫塔法對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道方程組進(jìn)行求解,得到了發(fā)動(dòng)機(jī)高、低、常溫三種工作狀態(tài)下的內(nèi)彈道性能。通過與地面靜止實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比驗(yàn)證了內(nèi)彈道計(jì)算的準(zhǔn)確性。(2)對某航空火箭彈的物理模型進(jìn)行簡化建模,通過Fluent進(jìn)行數(shù)值仿真。對不同工作壓力下發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的穩(wěn)態(tài)流場進(jìn)行數(shù)值模擬,分析了噴管內(nèi)流場及噴管射流在不同工作壓力下的變化。計(jì)算前通過查閱相關(guān)文獻(xiàn)資料,對數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了驗(yàn)證,噴管沿軸線馬赫數(shù)以及噴管內(nèi)部激波的相交反射角度等特征參數(shù)與文獻(xiàn)中的試驗(yàn)結(jié)果相比誤差較小,可以滿足需求。并通過一維等熵計(jì)算對計(jì)算結(jié)果的正確性進(jìn)一步進(jìn)行驗(yàn)證。(3)對忽略翼片存在的噴管流場以及翼片張開狀態(tài)下的噴管流場進(jìn)行數(shù)值模擬,通過與單獨(dú)噴管的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對比,得到了翼片槽對于發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。研究表明,翼片槽導(dǎo)致噴管型面完整度受到影響,使燃?xì)廨S向流動(dòng)速度損失增大,導(dǎo)致噴管出口流速以及發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降。(4)對翼片收束狀態(tài)下的噴管流場進(jìn)行數(shù)值模擬,分析了不同進(jìn)口壓力以及翼片斜置角度對于翼片收束狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響,并通過非穩(wěn)態(tài)計(jì)算得到了不同翼片斜置角度下火箭彈炮口轉(zhuǎn)速。研究表明,進(jìn)口壓力對噴管出口流速影響不大。進(jìn)口壓力越大,燃?xì)鈱τ谝砥臎_擊越大,火箭彈所受導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩越大。翼片斜置角度的增加會使火箭彈所受導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩增大,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及噴管出口流速基本保持不變。翼片斜置角度越大,火箭彈炮口轉(zhuǎn)速越大。
【圖文】：

}“海蛇怪”火箭彈發(fā)射巢

蘇聯(lián)S-8KOM破甲火箭彈
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：TJ415.4

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2690491