為研究噴管喉部半徑變化對(duì)燃?xì)鈴椛漭d荷和內(nèi)彈道性能的影響,建立了含二次燃燒和尾罩運(yùn)動(dòng)的二維軸對(duì)稱(chēng)數(shù)值模型。在驗(yàn)證數(shù)值模型可靠的基礎(chǔ)上,研究了噴管喉部半徑變化導(dǎo)致流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和二次燃燒核心區(qū)域改變的機(jī)理。結(jié)果表明:隨著噴管喉部半徑的增大,發(fā)生二次燃燒的時(shí)間相對(duì)提前,核心燃燒區(qū)域由發(fā)射筒底部逐漸上移;燃?xì)鈫挝粫r(shí)間內(nèi)進(jìn)入量的增加,導(dǎo)致監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力峰值增加,峰值所在時(shí)刻提前;在實(shí)驗(yàn)裝置的基礎(chǔ)上,當(dāng)喉部半徑擴(kuò)大了1.05倍時(shí),加速度峰值增大了5.4%,出筒時(shí)間縮短了2.7%,出筒速度增大了10.8%,且載荷與溫度變化最為平穩(wěn),為最優(yōu)內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方案。 

【文章來(lái)源】：彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào). 2020,40(01)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

總壓曲線

燃?xì)鈴椛湎到y(tǒng)包括燃?xì)獍l(fā)生器、導(dǎo)流錐、尾罩、發(fā)射筒、噴管、底座和支撐結(jié)構(gòu),噴管采用的是收斂-擴(kuò)張型的拉瓦爾噴管[8],如圖1所示,其中,P點(diǎn)位于彈射裝置的4/5處,作為仿真研究的監(jiān)測(cè)點(diǎn)。從噴管?chē)姵龅牡蜏厝細(xì)庠诔跞菔覂?nèi)進(jìn)行劇烈的二次燃燒,推動(dòng)尾罩和導(dǎo)彈向上運(yùn)動(dòng)。1.2 控制方程

計(jì)算從噴管入口開(kāi)始,將其作為壓力入口,燃燒發(fā)生器中的總壓隨時(shí)間變化曲線如圖3所示[13]。燃?xì)夂嘟M分,各氣體質(zhì)量分?jǐn)?shù)如圖4所示。計(jì)算初始狀態(tài)采用大氣標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài),其中,N2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為0.79,O2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為0.21,噴管的壁面采用的是絕熱壁面,發(fā)射筒壁面和底座采用的是對(duì)流傳熱壁面。圖3 總壓曲線

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]采用不同氣相燃燒模型模擬含硼燃?xì)鈹U(kuò)散燃燒過(guò)程[J]. 馮喜平,李海波,唐金蘭,李貴珠,廖自繁.  固體火箭技術(shù). 2013(04)

碩士論文
[1]拉瓦爾噴管喉徑尺寸液力測(cè)量方法和實(shí)驗(yàn)研究[D]. 洪洋.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2015



本文編號(hào)：3435319