同心筒內受限燃氣流動振盪機理與建模

《同心筒內受限燃氣流動振盪機理與建模》是依託北京理工大學，由傅德彬擔任項目負責人的青年科學基金項目。

基本介紹

• 中文名：同心筒內受限燃氣流動振盪機理與建模
• 依託單位：北京理工大學
• 項目負責人：傅德彬
• 項目類別：青年科學基金項目

項目摘要

同心筒是目前和未來艦面、水下飛彈熱發射的主要結構形式。同心筒內的燃氣流動受雙喉道流動形態、受限空間超聲速射流衝擊和彈體運動過程影響，表現出顯著的振盪特徵，對發射動力、彈體過載和發射裝置載荷產生重要作用。為此本課題以同心筒內燃氣流動為研究對象，以揭示筒內受限燃氣流動的振盪機理為主要目標。研究首先利用基於冷氣射流實驗和DES數值模擬方法研究筒內燃氣雙喉道耦合流動機制，並明確受限空間內超聲速射流衝擊的振盪規律和機理；其次結合模擬實驗和計算流體力學方法分析彈體運動非定常過程對燃氣流動振盪過程的影響；最後通過數據分析獲得筒內燃氣流動狀態與關鍵影響參數之間的定量關係，建立筒內燃氣流動過程分析的理論模型。本研究能夠為同心筒發射技術的進一步發展奠定科學基礎，也對飛行器垂直或短距離起降、行星表面著陸與起飛等與受限燃氣流動有關的技術具有參考價值。

結題摘要

同心筒是目前和未來艦面、水下飛彈熱發射的主要結構形式。同心筒內的燃氣流動受雙喉道流動形態、受限空間超聲速射流衝擊和彈體運動過程影響，表現出顯著的振盪特徵，對發射動力、彈體過載和發射裝置載荷產生重要作用。本項目以同心筒內燃氣流動為研究對象，以揭示筒內受限燃氣流動的振盪機理為主要目標。研究首先利用同心筒冷氣射流實驗和數值計算研究筒內燃氣雙喉道耦合流動機制，明確受限空間內超聲速射流衝擊的振盪規律和機理；其次結合搭載發射實驗和非定常流動計算研究彈體運動對燃氣流動振盪過程的影響；最後通過分析筒內燃氣流動狀態與關鍵影響參數之間的關聯關係，建立同心筒發射燃氣流動狀態和初始彈道的理論計算模型。研究結果表明，同心筒內氣流振盪可歸結為三類不同氣流狀態引起的振盪現象，一是超聲速射流流動的湍流混合以及射流衝擊自激特性引起的高頻低幅震盪，這類震盪是產生筒內射流噪聲的主要因素；二是超聲速射流馬赫波結構與射流衝擊高度耦合產生的低頻高幅震盪，這類震盪是引起同心筒內載荷振盪變化的主要因素；三是雙喉道流動雍塞效應引起的流量變化和平均壓強震盪，這類震盪是影響同心筒增推作用力振盪變化的主要因素。受第二類和第三類因素影響，發射過程燃氣流動效應可分為如下幾個階段：一是初始衝擊波作用和射流形成階段，這一階段由燃氣流產生至排導出筒的過程決定，持續時間較短；二是近場衝擊階段，這一階段燃氣流在同心筒底部的衝擊具有顯著的超聲速射流近場衝擊結構，彈體運動速度較低，因此在同心筒間隙入口、間隙出口均存在雍塞現象，因此也可稱為雙雍塞階段；三是遠場衝擊階段，這一階段燃氣流在同心筒底部的衝擊作用減弱，在間隙入口的雍塞現象轉變為亞聲速的收縮管道流動，但受間隙摩擦流動影響，在間隙出口依然存在雍塞現象，也此也可稱為單雍塞階段；四是無雍塞階段，隨著衝擊距離的進一步增加和彈體運動速度的增加，燃氣流在同心筒內不再出現雍塞現象，此時燃氣流的低頻震盪效應基本消失，燃氣作用載荷、增推作用力均逐漸降低。 本項目的開展，能夠為同心筒發射技術的進一步發展奠定科學基礎，也對飛行器垂直或短距離起降、行星表面著陸與起飛等與受限燃氣流動有關的技術具有支撐價值。