航空兵器
航空兵器
항공병기
HANGKONG BINGQI
2014年
5期
28-31
,共4页
固体火箭发动机%喷流%推力矢量%数值模拟
固體火箭髮動機%噴流%推力矢量%數值模擬
고체화전발동궤%분류%추력시량%수치모의
solid rocket motor%injection%thrust vector%numerical simulation
对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析，比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响，结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大，燃烧室压力和温度变化不明显；引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数；引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例；引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当，均略小于引流通道喉部面积所占比例；引流造成主动量推力下降幅度明显。
對從髮動機引流外噴進行推力矢量控製的方案進行瞭內流場計算與分析，比較瞭不同管徑和引流管道喉部麵積對引流效果的影響，結果錶明：髮動機引流對于髮動機內流場的參數影響不大，燃燒室壓力和溫度變化不明顯；引流管道的喉部麵積佔總喉部麵積的百分比是影響噴流效果的主要參數；引流流量佔總流量的比例略小于引流通道喉部麵積所佔比例；引流形成的側嚮推力所佔比例與引流流量所佔比例相噹，均略小于引流通道喉部麵積所佔比例；引流造成主動量推力下降幅度明顯。
대종발동궤인류외분진행추력시량공제적방안진행료내류장계산여분석，비교료불동관경화인류관도후부면적대인류효과적영향，결과표명：발동궤인류대우발동궤내류장적삼수영향불대，연소실압력화온도변화불명현；인류관도적후부면적점총후부면적적백분비시영향분류효과적주요삼수；인류류량점총류량적비례략소우인류통도후부면적소점비례；인류형성적측향추력소점비례여인류류량소점비례상당，균략소우인류통도후부면적소점비례；인류조성주동량추력하강폭도명현。
The flowfield of thrust vector control by injection of hot gas bled from rocket motor is sim-ulated.The mass flow rate and thrust of injection are calculated by changing the throat area and the tube diameter.Calculation results show that the injection bled from motor do not affect the pressure and tem-perature in chamber evidently.The proportion of throat area of tube is the key parameter affecting the pro-portion of mass flow rate and thrust of injection, which slightly less than that of the throat area of injection tube.Injection bled from motor will reduce the main thrust apparently.
