Fluent火箭发动机喷口挡板气动设计仿真(3)
时间:2017-05-15 17:41 来源:毕业论文 作者:毕业论文 点击:次
1.1.3 燃气扰流片推力矢量控制系统 燃气扰流片方式的推力矢量控制系统的主要作用机构是扰流片[9]。它位于发动机喷管外部，当不工作时扰流片位于喷管燃气射流外部，不会对发动机工作造成影响。工作时，扰流片进入喷管燃气射流，阻挡部分燃气，在喷管出口处因其压力沿圆周方向不均衡，从而相对弹体质心产生偏转力矩，控制飞行器的飞行方向或姿态。 1.2 毕业设计论文内容概述 本文既是针对固体火箭发动机推力矢量控制的一种方式——燃气扰流片推力矢量控制系统，对发动机喷管流场、推力、侧向力受到的影响进行仿真研究。 论文中燃气扰流片喷管流场模型的建立参考了南京理工大学203教研室王政时老师于2011年进行的扰流片推力矢量控制系统特性研究实验模型，并将该实验的数据引用为计算机仿真流场数据的对比，以此校核、评估数值仿真结果的可信性。 扰流片喷管模型使用UG进行三文建模后，使用ICEM进行网格划分，之后使用Fluent进行流场计算，最后使用Matlab进行数据处理。得出了半圆形扰流片在伸入拉瓦尔喷管燃气流不同高度、扰流片距喷管出口不同距离时的轴向推力、侧向推力、推力偏角及推力损失等参数变化规律，并在此基础上得出了扰流片遮挡面积与推力损失、推力偏角的规律性曲线和工程拟合估算公式，为扰流片式推力矢量控制提供了设计参考。 2 燃气扰流片的工作原理及经验公式 2.1 燃气扰流片的工作原理 燃气扰流片是具有一定平面形状的金属或非金属构件，在喷管出口平面上沿喷管半径方向移动，部分地遮盖住喷管出口面积。于是在喷管扩张段内产生气流分离和激波，形成周向非对称的压强分布，从而产生相对于弹体质心的侧向控制力[9]。 不同形状的扰流片，其伸入喷管出口截面的极限高度不同，其侧向力的变化亦不同[10]。 扰流片的安装使用数量视导弹的工作状态而不同，如低速旋转的导弹可用1-2个扰流片即可提供俯仰和偏航控制力；如导弹不自旋，则必须用四个扰流片[11]。 扰流片处在高温、高速气流的冲刷之下，其边缘和表面形状容易烧蚀变形，故必须采用耐高温耐冲刷的材料制成。如采用渗硅石墨、钼、钨及钨-钽合金等材料[12]。 2.2 燃气扰流片计算经验公式 由气体动力学得知，当高度为h的扰流片伸进喷管出口界面内是，将会在喷管扩张段内引起激波和边界层分离，如图2.1（a）所示,在分离区和激波后的压力远远大于未扰动前的压力，形成非对称的压力分布。显然，这两个高压区的压力差在垂直喷管轴线方向的分力，即构成扰流片的侧向控制力。 (责任编辑：qin) |