固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧技术研究

发布时间：2020-05-17 14:41

【摘要】：固体推进剂广泛应用于各种战略、战术导弹武器,具有结构简单、使用方便和便于维护等优点。但是,固体推进剂比冲低,燃气中含有大量CO、H2等可燃气体,一部分能量并没有被完全释放出来。为了利用这一部分能量,考虑在固体火箭喷管扩张段加装补燃装置,将外界空气压缩后引入喷管扩张段,使燃气中未充分燃烧的燃气二次燃烧,以提高推力和比冲。同时,还可以通过关闭某个进气道使喷管内压力分布不均,进而实现推力矢量控制。针对这些问题,本文基于数值模拟方法,进行了补充燃烧装置的设计和性能计算,主要内容如下:(1)设计了两种不同形式的喷管扩张段补充燃烧装置,即环形进气道和分布式进气道喷管扩张段补充燃烧装置。这两种形式的补燃装置均可以将高马赫数来流空气减速增压,经过扩压段和隔离段后,进入喷管与燃气发生反应。其中分布式进气道补燃装置可以通过关闭某个进气道的方式实现推力矢量控制。(2)两种补燃进气道出口压力应大于空气注入位置的燃气压力,且气流速度应接近音速,根据这些要求,根据Oswatitsch波系理论对进气道进行了设计和理论计算。基于数值模拟方法对进气道的设计工作状态进行了计算,与理论计算进行了比较,符合设计要求。(3)针对环缝形进气补燃装置,研究了不同进气量、进气位置和进气角度对补燃效果的影响规律。随着空气注入量的增加,推力呈线性增大趋势,但注入量不能无限制增大,否则补燃装置带来的阻力会抵消推力的增益;随着空气入射角度增加,推力先增大后减小,存在一个最佳角度为28°;在空气入射位置tL d值为1.59~1.71范围内,空气入射位置对推力增益影响不大。同时计算了进气道与喷管一体化工作状态,分析了一体化工作状态下喷管和进气道性能。(4)针对分布式进气道补燃装置,研究了飞行攻角对进气道的工作状态和补燃效果的影响。结果显示,飞行攻角会带来攻角方向的侧向力,大小为轴向力的0.35%左右,此侧向力产生的正向力矩会带来不良后果,应通过伺服机构采取措施抵消该侧向力;研究了通过关闭某个进气道来进行推力矢量控制的方法。关闭一个进气道产生侧向力大小为轴向力的1.46%,关闭两个进气道产生的侧向力大小为轴向力的2.09%。通过对两种不同形式的补燃装置进行计算分析可知,喷管扩张段的补充燃烧可以提高推进剂的燃烧效率,合理设置补燃装置的几何参数可以提高推力。分布式进气道可以通过关闭某个进气道的方式实现推力矢量控制。
【图文】：

进气道,隐式求解,气道,密度计

文献[21]给出了德国亚琛工业大学的 Herrma气道气体内部压缩的试验研究结果。本文选择喉道启的进气道进行仿真计算，工况为马赫数 Ma=3.0：表 2.1 验证进气道几何尺寸喉道高度H/mm总长度L/mm攻角α /°第二级压缩β角/°15 400 10 21.5 有激波和膨胀波反射，在唇口前缘处，，斜激波和上分离等现象，导致进气道内通道流动非常复杂，包理现象，因此很适合以此实验为校验对象开展数值 2.1，运用 ICEM 软件生成结构化网格，对近壁面处满足壁面函数的要求，总网格数为 12 万。

纹影,计算结果,湍流模型,分裂格式

哈尔滨工程大学硕士学位论文量分裂格式，二阶迎风格式为控制方程的离散格式。湍流模型的选择采用标准 k-ε 湍流模型，壁面处的处理使用标准壁面函数。比热比计的粘性系数要用苏瑟兰公式计算。的纹影图如下，将数值仿真的纹影图与实验所得的图进行对比，如图
【学位授予单位】：哈尔滨工程大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V435

【参考文献】