發(fā)布時間：2020-12-03 13:54

　　固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程數(shù)值模擬能夠有效、快速、經(jīng)濟(jì)地獲得發(fā)動機(jī)內(nèi)部流動細(xì)節(jié)、內(nèi)彈道曲線等實時信息,在發(fā)動機(jī)性能預(yù)示、優(yōu)化設(shè)計方面也扮演著重要角色。包覆裝藥和含缺陷裝藥在固體火箭發(fā)動機(jī)中十分常見,其工作過程受到國內(nèi)外專家學(xué)者的充分關(guān)注,因此對其工作過程及模擬方法的研究具有重大意義。Level-set和多孔介質(zhì)模型組合方法（簡稱LSPM）可以實現(xiàn)復(fù)雜裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程的模擬,但是在計算含包覆層裝藥和含內(nèi)部缺陷裝藥等方面有一定的局限性。本文基于多孔介質(zhì)模型思想,結(jié)合Level-set方法,在LSPM基礎(chǔ)上開發(fā)了含包覆層和含內(nèi)部缺陷界面識別方法,使得LSPM算法更加完善。主要內(nèi)容如下:（1）建立了含包覆層和含內(nèi)部缺陷界面識別方法,結(jié)合Level-set方法和多孔介質(zhì)模型實現(xiàn)了含包覆層裝藥和含內(nèi)部缺陷裝藥的燃面推移和發(fā)動機(jī)工作過程模擬,拓展了LSPM在固體火箭發(fā)動機(jī)瞬態(tài)內(nèi)流場計算上的適用性。（2）選取多種模型分別對開發(fā)的含包覆層和含內(nèi)部缺陷界面識別方法展開了界面面積及內(nèi)流場校驗,從界面形態(tài)、界面面積以及燃燒室壓力等方面驗證了改進(jìn)后的LSPM有較高的計算精度和通用性。（3）基于改進(jìn)的LSP... 

【文章來源】：哈爾濱工程大學(xué)黑龍江省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：91 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

論文結(jié)構(gòu)圖

域、流體域 1 和流體域 2。其中 Level-set 方程求解域為固體域和流體域 1，兩者的交界面即是初始界面，這樣劃分大大縮減了計算量(因為流體域 2 不需要初始化)，較原先的將除固體域以外的部分都當(dāng)做流體域的劃分方法有了很大改進(jìn)。因此，針對簡單包覆模型，只需要改變區(qū)域劃分方式，再根據(jù)原先算法計算出的各點速度，遵循平行層推移定律就可以實現(xiàn)界面的推移過程。 但是當(dāng)包覆附近的界面不是直線，而是如圖 2.2 所示的凹型界面時，會產(chǎn)生固體域有殘留固體的現(xiàn)象。因為界面推移的方向始終沿著最小化距離函數(shù)的梯度方向，即圖中V 的指向，所以在包覆面和推移一段時間的界面之間會產(chǎn)生如圖 2.2 中紅色填充處所示的剩余固體，此時簡單含包覆層計算方法不再適用。

域、流體域 1 和流體域 2。其中 Level-set 方程求解域為固體域和流體域 1，兩者的交界面即是初始界面，這樣劃分大大縮減了計算量(因為流體域 2 不需要初始化)，較原先的將除固體域以外的部分都當(dāng)做流體域的劃分方法有了很大改進(jìn)。因此，針對簡單包覆模型，只需要改變區(qū)域劃分方式，再根據(jù)原先算法計算出的各點速度，遵循平行層推移定律就可以實現(xiàn)界面的推移過程。 但是當(dāng)包覆附近的界面不是直線，而是如圖 2.2 所示的凹型界面時，會產(chǎn)生固體域有殘留固體的現(xiàn)象。因為界面推移的方向始終沿著最小化距離函數(shù)的梯度方向，即圖中V 的指向，所以在包覆面和推移一段時間的界面之間會產(chǎn)生如圖 2.2 中紅色填充處所示的剩余固體，此時簡單含包覆層計算方法不再適用。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]基于水平集函數(shù)的固體火箭發(fā)動機(jī)瞬態(tài)內(nèi)流場模擬方法研究[J]. 王革,李冬冬,韓萬之,張瑩.  兵工學(xué)報. 2017(08)
[2]基于水平集方法和最小距離函數(shù)法的復(fù)雜裝藥燃面退移問題研究[J]. 王革,韓萬之,李冬冬,郜冶.  兵工學(xué)報. 2017(02)
[3]渦脫落撞擊潛入式噴管引起低頻壓力振蕩研究[J]. 楊羽卓,郜冶.  固體火箭技術(shù). 2016(04)
[4]固體火箭發(fā)動機(jī)裝藥燃面計算方法[J]. 褚佑彪,張崗,苑博,武淵.  固體火箭技術(shù). 2016(04)
[5]基于MDF方法的裝藥燃面推移算法研究[J]. 郭夢飛,郭顏紅,尚永騰.  航空兵器. 2016(01)
[6]含氣孔裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)完整性分析[J]. 李記威,房雷,李曄鑫,職世君.  航空兵器. 2015(04)
[7]星型裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程仿真研究[J]. 何濤,孫振華.  航空兵器. 2015(01)
[8]固體火箭發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)角渦脫落分類[J]. 張翔宇,何國強(qiáng),劉佩進(jìn).  航空動力學(xué)報. 2014(08)
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博士論文
[1]大長徑比固體火箭發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定燃燒預(yù)示及抑制方法研究[D]. 蘇萬興.北京理工大學(xué) 2015
[2]有壁面質(zhì)量注入通道流體動力學(xué)典型問題分析[D]. 王革.哈爾濱工程大學(xué) 2009
[3]固體火箭發(fā)動機(jī)點火過程與裝藥裂紋相互作用機(jī)理研究[D]. 葛愛學(xué).國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2004

碩士論文
[1]渦脫落引起的發(fā)動機(jī)壓力振蕩研究[D]. 楊羽卓.哈爾濱工程大學(xué) 2016
[2]基于level-set方法模擬復(fù)雜裝藥燃面退移瞬態(tài)內(nèi)流場[D]. 韓萬之.哈爾濱工程大學(xué) 2016
[3]固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)渦脫落現(xiàn)象的大渦模擬[D]. 李鵬飛.哈爾濱工程大學(xué) 2013
[4]含裂紋固體火箭發(fā)動機(jī)性能分析[D]. 費陽.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2010
[5]固液火箭發(fā)動機(jī)燃燒室工作過程數(shù)值模擬[D]. 諸毓武.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2005
[6]固體火箭發(fā)動機(jī)復(fù)雜裝藥燃面算法研究[D]. 秦飛.西北工業(yè)大學(xué) 2003



本文編號：2896362