气体二次喷射推力矢量控制系统参数优化与试验研究
发布时间：2022-01-03 12:54
采用优化设计结合数值模拟的方法对固体火箭发动机气体二次喷射复杂干扰喷管内流场进行了数值计算,研究了二次喷射流与主流相互耦合作用机制以及二次喷射推力矢量流动机理。通过对影响侧向控制力的喷射流物理参数、喷射孔位置、角度以及喷管几何参数的主效应和交互作用分析,找到了主因素及交互作用的影响规律。结合总结出的最大矢量角参数组合,开展优化方案的试验验证。
【文章来源】：弹箭与制导学报. 2020,40(01)北大核心
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
喷管气体二次喷射结构示意
通过主效应影响分析(图2):二次射流喷射的位置、二次射流总压对矢量角影响较大,而二次射流的喷射角度、二次流总温对矢量角影响较小。采用通用线性回归进行方差分析发现:A、B、C、D 4个因素变化对矢量角总的贡献率为 66.10%;其中A的贡献率为24.2%,B为0.57%,C为36.94%,D为4.4%。如果不考虑因素间的交互作用,则选取好的因素水平组合为A3B1C3D1。AB的交互作用见表3,BC的交互作用见表4。从AB二元表分析看,A3B2或A3B3搭配组合获得的矢量角平均值较大;而从BC二元表分析看,B2C3搭配组合获得的矢量角平均值较大。所以因素B应取B2,此时满足A×B,B×C交互作用的最好搭配。总结出获得最大矢量角的组合方式:喷射位置为91.8 mm,喷射角度0°,二次流总压6 MPa,二次流总温300 K。表3 AB二元表(°) B1 B2 B3 A1 3.4 3.2 1.7 A2 4.4 4.1 4.0 A3 5.6 6.4 6.5
图3为二次喷射矢量喷管内横向和纵向剖面马赫数分布图,分析流场结构发现射流出口压强高于附近主流,射流在主流区迅速膨胀,但是射流出口会受到超声速流压缩。当二次射流总压增大到一定程度,弓形激波就会越过中心线,逼近下壁面。继续增大二次流总压,弓形激波就与下壁面相交,产生反射激波,干扰到下壁面边界层,造成对应位置的边界层分离。改变喷射条件,不会改变主次流干扰流场结构,会改变分离区域的大小。二次喷射口区域存在高压区和低压区,这是由于存在流动边界层与激波的相互干扰形成高压区,气体剧烈膨胀和喷流引射作用导致喷口下游存在低压区,两者综合作用形成主次流干扰机理。表5 主、副发动机尺寸 尺寸 主发动机 副发动机 燃烧室内径D/mm 135 96 喷管喉径d/mm 11.2 4.3 喷管扩张半角α/(°) 12 12 喷管扩张比(de/dt) 2.7 1.5
本文编号：3566310
【文章来源】：弹箭与制导学报. 2020,40(01)北大核心
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
喷管气体二次喷射结构示意
通过主效应影响分析(图2):二次射流喷射的位置、二次射流总压对矢量角影响较大,而二次射流的喷射角度、二次流总温对矢量角影响较小。采用通用线性回归进行方差分析发现:A、B、C、D 4个因素变化对矢量角总的贡献率为 66.10%;其中A的贡献率为24.2%,B为0.57%,C为36.94%,D为4.4%。如果不考虑因素间的交互作用,则选取好的因素水平组合为A3B1C3D1。AB的交互作用见表3,BC的交互作用见表4。从AB二元表分析看,A3B2或A3B3搭配组合获得的矢量角平均值较大;而从BC二元表分析看,B2C3搭配组合获得的矢量角平均值较大。所以因素B应取B2,此时满足A×B,B×C交互作用的最好搭配。总结出获得最大矢量角的组合方式:喷射位置为91.8 mm,喷射角度0°,二次流总压6 MPa,二次流总温300 K。表3 AB二元表(°) B1 B2 B3 A1 3.4 3.2 1.7 A2 4.4 4.1 4.0 A3 5.6 6.4 6.5
图3为二次喷射矢量喷管内横向和纵向剖面马赫数分布图,分析流场结构发现射流出口压强高于附近主流,射流在主流区迅速膨胀,但是射流出口会受到超声速流压缩。当二次射流总压增大到一定程度,弓形激波就会越过中心线,逼近下壁面。继续增大二次流总压,弓形激波就与下壁面相交,产生反射激波,干扰到下壁面边界层,造成对应位置的边界层分离。改变喷射条件,不会改变主次流干扰流场结构,会改变分离区域的大小。二次喷射口区域存在高压区和低压区,这是由于存在流动边界层与激波的相互干扰形成高压区,气体剧烈膨胀和喷流引射作用导致喷口下游存在低压区,两者综合作用形成主次流干扰机理。表5 主、副发动机尺寸 尺寸 主发动机 副发动机 燃烧室内径D/mm 135 96 喷管喉径d/mm 11.2 4.3 喷管扩张半角α/(°) 12 12 喷管扩张比(de/dt) 2.7 1.5
本文编号：3566310
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