為進一步優(yōu)化作動筒式雙級延伸噴管的設計參數,需要對延伸噴管展開的全過程進行更加細致的分析與仿真。針對作動筒式雙級延伸噴管采用燃氣發(fā)生器展開的工況,通過在Matlab/Simulink中構建燃氣發(fā)生器內藥柱燃燒與作動筒內燃氣的膨脹做功模型,結合Ansys動力學仿真模塊,對延伸噴管從燃氣發(fā)生器點火開始到延伸噴管展開到位的全過程進行聯合仿真。將仿真結果與試驗數據對比,證明了模型可以較為準確地預測出工作過程中作動筒內壓強的峰值、展開到位時壓強值以及燃燒完畢時作動筒殘壓值,最大誤差約10%。仿真結果表明,建立的燃燒-傳遞-做功-展開的模型合理可靠,可較為準確地預估出燃氣發(fā)生器藥量變化對延伸噴管展開動力學參數的影響,具有較強的工程應用價值。 

【文章來源】：固體火箭技術. 2020,43(06)北大核心

【文章頁數】：7 頁

【部分圖文】：

藥片尺寸圖

在Ansys中對1/4延伸噴管進行建模，給定作動筒上的摩擦阻力、到位等效阻力以及燃氣對延伸錐的作用力，以作動筒內壓作為輸入量，輸出作動筒上端在作動筒展開方向上的的速度和加速度。三維模型如圖2所示。在模型中，作動筒阻力通過設置作動筒上的預緊力和摩擦系數給出;延伸錐展開到位阻力的產生包含了與密封圈摩擦和碰撞過程，模型中采用近似曲線進行模擬，圖3中縱軸為延伸錐展開到位阻力(等效在II級延伸錐上)，橫軸為II級延伸錐質心軸向坐標。亦可采用顯式動力學計算出阻力隨展開位移變化曲線，作為參數輸入模型中;尾部燃氣產生的阻力與發(fā)動機工作狀態(tài)以及延伸噴管展開位置有關，在發(fā)動機工作狀態(tài)穩(wěn)定的情況下，采用流場計算得到尾部燃氣阻力隨延伸錐展開位移的變化曲線，并作為參數輸入模型中。圖4中縱軸為兩級延伸錐所受的燃氣阻力，橫軸為II級延伸錐質心軸向坐標。

在模型中，作動筒阻力通過設置作動筒上的預緊力和摩擦系數給出;延伸錐展開到位阻力的產生包含了與密封圈摩擦和碰撞過程，模型中采用近似曲線進行模擬，圖3中縱軸為延伸錐展開到位阻力(等效在II級延伸錐上)，橫軸為II級延伸錐質心軸向坐標。亦可采用顯式動力學計算出阻力隨展開位移變化曲線，作為參數輸入模型中;尾部燃氣產生的阻力與發(fā)動機工作狀態(tài)以及延伸噴管展開位置有關，在發(fā)動機工作狀態(tài)穩(wěn)定的情況下，采用流場計算得到尾部燃氣阻力隨延伸錐展開位移的變化曲線，并作為參數輸入模型中。圖4中縱軸為兩級延伸錐所受的燃氣阻力，橫軸為II級延伸錐質心軸向坐標。圖4 噴管燃氣阻力曲線

【參考文獻】：
期刊論文
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[5]固體火箭發(fā)動機延伸噴管展開動力學分析[J]. 尤軍峰,校金友,張鐸,甘曉松,任全彬.  推進技術. 2008(01)
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碩士論文
[1]空間氣囊在燃氣作用下充氣展開過程數值模擬[D]. 信志濤.南京理工大學 2018



本文編號：3073492