高空高速飞行环境对固体火箭发动机尾焰电磁衰减的影响
发布时间：2021-04-07 02:09
文章对高空高速飞行环境下的固体火箭发动机尾焰电磁衰减进行分析,仿真和试验结果表明飞行高度越高,火箭发动机尾焰电磁衰减越大,飞行速度越大,火箭发动机尾焰电磁衰减越小。
【文章来源】：信息通信. 2020,(01)
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
尾焰边界图条件2仿真结果：
沽Ρ?较大，形成马赫盘结构，并经过一系列的膨胀，压力接近于外界环境压力；在远场，由于压力可以认为是常数，并且接近于环境压力，火箭尾焰受压力和飞行速度影响，最终形状圆锥形的尾焰流场[4-5]。以某型火箭发动机为例，对其高空高速飞行时尾焰流场进行仿真分析。推进剂为复合固体推进剂，铝粉含量约为18%，燃烧室压力约为15Mpa，喷口半径为10cm，燃烧室温度温度约为3500K，在不同条件下进行仿真。表1仿真参数条件1仿真结果：图1尾流温度等值线图图2尾焰边界图条件2仿真结果：图3尾流温度等值线图图4尾焰边界图经仿真分析，飞行高度越高，尾焰温度越低，尾焰范围越大；飞行速度越大，尾焰温度越低，尾焰范围越校且相比地面环境，高空飞行时由于飞行环境压力较低，尾喷口尾焰的压力比较大，在尾焰近场会产生马赫盘结构，这是与发动机地面点火不同的部分。飞行高度和飞行速度对尾焰电磁衰减的影响主要体现到尾焰温度和尾焰范围上。假设微波信号为平面波，则：（1）其中为微波穿过尾焰时的衰减常数，为相位常数。E/E0=e-z，衰减因子A定义为：A=20lg(E/E0)=8.686z（2）其中为微波衰减常数，单位为dB/m，z为微波在尾焰经过的距离，单位为m，A的单位为dB。衰减常数如（3）式所示。（3）其中，r和为相对介电常数和电导率，计算方法为：（4）（5）其中：信息通信贾龙龙：高空高速飞行环境对固体火箭发动机尾焰电磁衰减的影响
：（10）为Boltzmann常数，T为发动机尾焰平均温度，ni、Qi分别为与尾焰电子碰撞的粒子数密度以及碰撞截面面积，常用的碰撞截面数据见表2。表2电子与中性粒子的碰撞截面e表示自由电子平均速度，根据下式计算：（11）微波信号沿直线入射，将信号的入射路径分为若干小段，分别对每段计算衰减因子和衰减，并在整个入射路径上进行积分即得到总衰减。根据式(9)，并结合图1～图4的仿真结果，对某型火箭发动机尾焰电磁衰减与飞行高度和飞行速度关系进行分析，可得仿真结果如下图所示。图5尾焰电磁衰减与飞行高度关系图6尾焰电磁衰减与飞行速度关系经仿真分析，对于高空飞行而言，火箭发动机尾焰温度变低，尾焰中的电子、离子数密度的峰值有所降低，但是由于环境压力较低，电子、离子的密度沿尾焰轴向的衰减速度变慢，从而在远场较大的范围内长时间保持较高的数值，进而引起尾焰的有效范围变大，而尾焰电磁衰减是沿微波传输路径对衰减系数的积分，由于微波信号穿过的尾焰范围变大，传输路径变长，因此飞行高度越高，火箭发动机尾焰电磁衰减越大。对于高速飞行而言，尾焰温度和尾焰范围均比低速飞行时要低，尾焰中的自由电子数密度的峰值变低，尾焰远场覆盖的范围变小，进而引起尾焰的有效作用范围。因此，飞行速度越大，火箭发动机尾焰电磁衰减越校2试验结果对某型火箭的空中试验结果进行统计，推进剂为复合固体推进剂，推进剂喷出流量约为6kg/s，铝粉含量约为18%，燃烧室压力约为15Mpa，喷口半径为10cm，燃烧室温度温度约为3500K，微波信号入射角位于±4°之间，尾焰电磁衰减统计如下表所示。表3某型火箭尾焰电磁衰减统计对比表3和图5、图6，某型火箭的空中
【参考文献】：
期刊论文
[1]微波在液体火箭发动机真空羽流中的衰减[J]. 王虹玥,唐振宇,贺碧蛟,蔡国飙. 航空动力学报. 2013(12)
[2]降低固体火箭发动机喷焰微波衰减的技术简述[J]. 李军强,李笑江,覃光明. 飞航导弹. 2004(05)
[3]飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响[J]. 安冬梅,刘青云. 固体火箭技术. 2000(03)
本文编号：3122598
【文章来源】：信息通信. 2020,(01)
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
尾焰边界图条件2仿真结果：
沽Ρ?较大，形成马赫盘结构，并经过一系列的膨胀，压力接近于外界环境压力；在远场，由于压力可以认为是常数，并且接近于环境压力，火箭尾焰受压力和飞行速度影响，最终形状圆锥形的尾焰流场[4-5]。以某型火箭发动机为例，对其高空高速飞行时尾焰流场进行仿真分析。推进剂为复合固体推进剂，铝粉含量约为18%，燃烧室压力约为15Mpa，喷口半径为10cm，燃烧室温度温度约为3500K，在不同条件下进行仿真。表1仿真参数条件1仿真结果：图1尾流温度等值线图图2尾焰边界图条件2仿真结果：图3尾流温度等值线图图4尾焰边界图经仿真分析，飞行高度越高，尾焰温度越低，尾焰范围越大；飞行速度越大，尾焰温度越低，尾焰范围越校且相比地面环境，高空飞行时由于飞行环境压力较低，尾喷口尾焰的压力比较大，在尾焰近场会产生马赫盘结构，这是与发动机地面点火不同的部分。飞行高度和飞行速度对尾焰电磁衰减的影响主要体现到尾焰温度和尾焰范围上。假设微波信号为平面波，则：（1）其中为微波穿过尾焰时的衰减常数，为相位常数。E/E0=e-z，衰减因子A定义为：A=20lg(E/E0)=8.686z（2）其中为微波衰减常数，单位为dB/m，z为微波在尾焰经过的距离，单位为m，A的单位为dB。衰减常数如（3）式所示。（3）其中，r和为相对介电常数和电导率，计算方法为：（4）（5）其中：信息通信贾龙龙：高空高速飞行环境对固体火箭发动机尾焰电磁衰减的影响
：（10）为Boltzmann常数，T为发动机尾焰平均温度，ni、Qi分别为与尾焰电子碰撞的粒子数密度以及碰撞截面面积，常用的碰撞截面数据见表2。表2电子与中性粒子的碰撞截面e表示自由电子平均速度，根据下式计算：（11）微波信号沿直线入射，将信号的入射路径分为若干小段，分别对每段计算衰减因子和衰减，并在整个入射路径上进行积分即得到总衰减。根据式(9)，并结合图1～图4的仿真结果，对某型火箭发动机尾焰电磁衰减与飞行高度和飞行速度关系进行分析，可得仿真结果如下图所示。图5尾焰电磁衰减与飞行高度关系图6尾焰电磁衰减与飞行速度关系经仿真分析，对于高空飞行而言，火箭发动机尾焰温度变低，尾焰中的电子、离子数密度的峰值有所降低，但是由于环境压力较低，电子、离子的密度沿尾焰轴向的衰减速度变慢，从而在远场较大的范围内长时间保持较高的数值，进而引起尾焰的有效范围变大，而尾焰电磁衰减是沿微波传输路径对衰减系数的积分，由于微波信号穿过的尾焰范围变大，传输路径变长，因此飞行高度越高，火箭发动机尾焰电磁衰减越大。对于高速飞行而言，尾焰温度和尾焰范围均比低速飞行时要低，尾焰中的自由电子数密度的峰值变低，尾焰远场覆盖的范围变小，进而引起尾焰的有效作用范围。因此，飞行速度越大，火箭发动机尾焰电磁衰减越校2试验结果对某型火箭的空中试验结果进行统计，推进剂为复合固体推进剂，推进剂喷出流量约为6kg/s，铝粉含量约为18%，燃烧室压力约为15Mpa，喷口半径为10cm，燃烧室温度温度约为3500K，微波信号入射角位于±4°之间，尾焰电磁衰减统计如下表所示。表3某型火箭尾焰电磁衰减统计对比表3和图5、图6，某型火箭的空中
【参考文献】：
期刊论文
[1]微波在液体火箭发动机真空羽流中的衰减[J]. 王虹玥,唐振宇,贺碧蛟,蔡国飙. 航空动力学报. 2013(12)
[2]降低固体火箭发动机喷焰微波衰减的技术简述[J]. 李军强,李笑江,覃光明. 飞航导弹. 2004(05)
[3]飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响[J]. 安冬梅,刘青云. 固体火箭技术. 2000(03)
本文编号：3122598
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