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题目：
雅宝题库答案：
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雅宝题库解析：
对于固体火箭发动机，当火箭由于自旋稳定的需要而绕发动机轴旋转或者火箭沿着曲线路径做机动飞行时，发动机装药都会受到过载加速度。而含金属或不含金属的推进剂的燃烧速率都会随着加速度的增大而增大，从而导致发动机出现工作压强上升，燃烧时间缩短等发动机性能参数的改变。自旋稳定经常被用于那些对地攻击精度要求不高的无制导火箭。绕发动机轴的旋转运动将会影响发动机的内弹道性能特别是固体推进剂药柱的燃烧速率，因此研究旋转对火箭发动机内弹道的影响具有重要的意义。弹道导弹从发射井垂直发射以后，在最初的数秒内沿直线上升，随后开始进入设定的弹道，发动机偏离垂直方向进入类似于圆弧的入口轨道。当导弹沿着弹道曲线加速飞行时，其发动机内的固体推进剂也将承受到转弯平面内的离心加速度。因此研究导弹沿弹道曲线转向飞行时所承受的离心加速度对火箭发动机内弹道的影响也具有重要的意义。本文采用Greatrix的加速度作用下的燃速增大模型对固体火箭发动机装药退移进行了分析计算。对于表面各点具有不同燃烧速率的非圆柱型装药，其表面上的燃速依赖于该处到发动机轴线的距离以及该表面处的斜率。当表面法向量与过载加速度矢量具有相同的方向时，由于过载导致的燃速增大效应最强，该处的燃面退移速度也最大。二维星型装药能够提供理想的恒面燃烧特性，因此在本研究中选择了中心开孔的轴对称星型装药，对于后文的翼柱型装药也采用的是星型翼槽。在以往的研究中，基于几何分析的药柱燃面退移算法被用于求取表面周长、通道面积等的精确解。而该方法还没有被应用于分析火箭绕其发动机轴自旋条件下的装药退移计算。因此本文中引入了数值分析方法来研究过载加速度条件下的固体推进剂装药退移过程并采用了MATLAB编程计算。初始推进剂燃面被划分成1系列具有相等距离的坐标点，燃烧将沿这些坐标点的法向进行，表面随之推进到新的位置，同时计算出发动机内弹道参数。在下一个时间步的表面退移中，先前得到的坐标点集被重新划分为任意两个相邻点距离相同的新点集并进行当前时间步的表面退移计算。这一过程重复进行直到燃烧结束。数值方法得到的结果与无旋转时由几何方法算出的结果进行了对比验证，两者吻合良好。通过数值方法，计算了二维星型装药在发动机自旋条件下的燃面退移过程。推进剂表面各点的燃烧速率都由当地随时间变化的加速度来评估，并且反馈到下一个时间步的燃面退移计算。计算得到的旋转过载下的燃烧特性与文献研究结果是一致的。由于压强对燃烧速率有直接的影响，所以采用了压强与燃速耦合计算的方式分析了燃面随时间的退移。最后基于加速度下燃速增大模型计算了自旋条件下的内弹道性能并与静态条件下进行了对比分析。对于翼柱型装药，采用水平集算法（LSM）进行装药燃面退移计算，然后根据燃面面积可以计算出内弹道性能。初始装药形状由隐函数给出，空间导数采用二阶Hamilton-Jacobi ENO格式(HJ ENO2)，时间积分采用二阶TVD-RK方法。针对二维星型装药，分别采用LSM方法以及几何方法得到燃面周长并进行了比较，两者基本相等，验证了LSM方法的有效性。最后计算了由于导弹转向而产生过载加速度条件下的翼柱型装药的燃面退移过程，并且分析了此种过载对发动机内弹道性能的影响。 |
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发表于 2022-9-5 20:42:03
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