固體脈沖推力器內(nèi)彈道仿真與優(yōu)化設(shè)計(jì)

周　哲,王國(guó)平,芮筱亭,楊富鋒,屠天雄,李志良

(1.南京理工大學(xué) 發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究所,南京 210094;2.武漢高德紅外股份有限公司,武漢 430205;3.北方特種能源集團(tuán) 西安慶華公司,西安 710025)

?

固體脈沖推力器內(nèi)彈道仿真與優(yōu)化設(shè)計(jì)

周哲1,2,王國(guó)平1,芮筱亭1,楊富鋒1,屠天雄1,李志良3

(1.南京理工大學(xué) 發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究所,南京 210094;2.武漢高德紅外股份有限公司,武漢 430205;3.北方特種能源集團(tuán) 西安慶華公司,西安 710025)

為了研究固體脈沖推力器的內(nèi)彈道特性以提高其性能,根據(jù)其不同階段的工作特性,建立了考慮點(diǎn)火藥燃燒的內(nèi)彈道模型,對(duì)推進(jìn)劑藥柱數(shù)分別為13、16、19時(shí)的推力變化曲線進(jìn)行了仿真研究,分析了點(diǎn)火藥量對(duì)內(nèi)彈道特性的影響。仿真與試驗(yàn)結(jié)果一致性較好,表明建立的脈沖推力器內(nèi)彈道模型和仿真系統(tǒng)能較好地刻畫(huà)其推力特性,點(diǎn)火藥燃燒導(dǎo)致了較大的初始?jí)毫Ψ?在脈沖推力器的點(diǎn)火啟動(dòng)階段必須考慮點(diǎn)火藥燃燒對(duì)內(nèi)彈道特性的影響。在此基礎(chǔ)上建立了脈沖推力器的噴管結(jié)構(gòu)優(yōu)化模型,運(yùn)用多島遺傳算法對(duì)噴管結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化,結(jié)果表明,合理的噴管設(shè)計(jì)提高了脈沖推力器的性能。

脈沖推力器;點(diǎn)火;內(nèi)彈道;多島遺傳算法

多管火箭武器因其具有威力大、機(jī)動(dòng)性好、射擊密度高以及成本低等特點(diǎn)受到世界上各軍事強(qiáng)國(guó)的重視。但多管火箭起始擾動(dòng)對(duì)射擊精度的影響制約了多管火箭的作戰(zhàn)效能。芮筱亭等[1-2]提出了在定向器上加裝脈沖推力器來(lái)控制多管火箭的起始擾動(dòng)以提高其射擊精度的方法。作用在定向器上的脈沖推力器要求工作穩(wěn)定、可靠,有較大的初始推力,拆裝方便且能通過(guò)簡(jiǎn)單的裝藥方案調(diào)整來(lái)改變推力大小。

脈沖推力器在結(jié)構(gòu)上相當(dāng)于一臺(tái)小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),廣泛應(yīng)用于飛行器姿態(tài)控制,張平等[3-5]對(duì)微型脈沖推力器的內(nèi)彈道特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,其研究結(jié)果表明,由于微型脈沖推力器結(jié)構(gòu)上的特殊性,點(diǎn)火藥的少量變化都會(huì)對(duì)內(nèi)彈道性能產(chǎn)生較大影響。Puskulcu G等[6-7]利用CAD軟件對(duì)推進(jìn)劑燃面變化規(guī)律進(jìn)行了仿真研究,研究了燃面變化與內(nèi)彈道性能的關(guān)系。馮海運(yùn)等[8]運(yùn)用Fluent軟件對(duì)噴管流動(dòng)流場(chǎng)進(jìn)行了仿真,給出了噴管最優(yōu)設(shè)計(jì)的膨脹比。本文設(shè)計(jì)的脈沖推力器主要用于多管火箭定向器的振動(dòng)控制,根據(jù)其使用環(huán)境與結(jié)構(gòu)特性建立了考慮點(diǎn)火藥燃燒的內(nèi)彈道模型,并對(duì)其內(nèi)彈道特性進(jìn)行了數(shù)值仿真,分析了點(diǎn)火藥量對(duì)內(nèi)彈道特性的影響,然后對(duì)脈沖推力器噴管結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化,提高了脈沖推力器的性能。

1　脈沖推力器內(nèi)彈道計(jì)算

1.1內(nèi)彈道模型

脈沖推力器的結(jié)構(gòu)如圖1所示,燃燒室尺寸為dt/L=32 mm/22 mm,其中dt為燃燒室直徑,L為燃燒室長(zhǎng)度。噴管與燃燒室殼體整體加工,噴管型面采用錐形噴管,為了固定藥柱并起到密封作用,在噴管前段、裝藥后端裝有噴管堵蓋,堵蓋打開(kāi)壓力約3 MPa。由于多管火箭定向器結(jié)構(gòu)限制,脈沖推力器結(jié)構(gòu)不能太長(zhǎng),因此采用9個(gè)小型拉法爾噴管?chē)梢蝗Φ姆植挤绞?這樣能有效減小推力器長(zhǎng)度與結(jié)構(gòu)質(zhì)量。初步設(shè)計(jì)研制的脈沖推力器實(shí)物如圖2所示。

圖1　脈沖推力器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

圖2　脈沖推力器實(shí)物圖

定向器上的不同部位所需要的控制力不同,考慮到多管火箭武器的作戰(zhàn)效率,因此要求推力方案可根據(jù)簡(jiǎn)單的裝藥改變進(jìn)行調(diào)整。本文設(shè)計(jì)了分別填裝13根、16根和19根單孔管狀推進(jìn)劑的脈沖推力器;藥柱外徑為6 mm,內(nèi)徑為3 mm,長(zhǎng)度為22 mm;推進(jìn)劑臨界燃燒壓力約2 MPa。為保證脈沖推力器點(diǎn)火可靠性、縮短響應(yīng)時(shí)間并獲得較大的初始推力,使用硼/硝酸鉀(B/KNO3)作為點(diǎn)火藥。硼系點(diǎn)火藥作為高能點(diǎn)火藥具有較大的燃燒熱和較強(qiáng)的點(diǎn)火能力[9]。

對(duì)于固體脈沖推力器來(lái)說(shuō),其內(nèi)彈道特性就是燃燒室的氣體動(dòng)力學(xué),內(nèi)彈道計(jì)算的基本任務(wù)是計(jì)算燃燒室壓力隨時(shí)間和空間的變化規(guī)律[10]。固體脈沖推力器在結(jié)構(gòu)形式、工作原理等方面都相當(dāng)于一臺(tái)小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),所以其設(shè)計(jì)與研究方法可參照固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[11-12]。為了建立脈沖推力器的內(nèi)彈道控制方程,作如下約定:

①燃燒室長(zhǎng)徑比較小,燃?xì)饬魉傩?可認(rèn)為壓力分布均勻;

②點(diǎn)火藥是具有平均直徑的球形顆粒,與推進(jìn)劑一樣均服從平行層燃燒定律,并完全燃燒;

③燃燒產(chǎn)物是具有平均性質(zhì)的單一成分氣體,符合完全氣體狀態(tài)方程;

④燃燒室無(wú)散熱損失。

1.2控制方程

脈沖推力器工作過(guò)程可分為4個(gè)階段:點(diǎn)火藥燃燒階段、點(diǎn)火藥和推進(jìn)劑共同燃燒階段、推進(jìn)劑燃燒階段以及燃燒結(jié)束階段。燃燒室壓力可根據(jù)各個(gè)階段燃燒表現(xiàn)的不同熱力學(xué)特征來(lái)計(jì)算。當(dāng)點(diǎn)火藥受到擊發(fā)開(kāi)始燃燒,此時(shí)燃燒室壓力還未達(dá)到推進(jìn)劑燃燒的臨界壓力,只有點(diǎn)火藥燃燒。由于噴管堵蓋的作用,而且這一階段時(shí)間極短,可認(rèn)為沒(méi)有燃?xì)饬鞒觥ｋS著點(diǎn)火藥的燃燒,燃燒室壓力超過(guò)臨界壓力,主推進(jìn)劑被點(diǎn)燃,但同時(shí)點(diǎn)火藥還未燃燒完,所以這一階段燃燒室有點(diǎn)火藥和推進(jìn)劑共同燃燒[13]。由質(zhì)量守恒定律可得:

(1)

(2)

考慮到在脈沖推力器工作壓力范圍內(nèi)ρc/ρb與ρc/ρi的量級(jí)都很小,工程上可看作微量,所以式(2)可簡(jiǎn)化成:

(3)

燃燒室自由容積隨時(shí)間的變化率為

(4)

根據(jù)推進(jìn)劑和點(diǎn)火藥的形狀特性,結(jié)合平行層燃燒的假設(shè)可得到推進(jìn)劑和點(diǎn)火藥的燃面面積隨已燃厚度變化的規(guī)律:

(5)

Ai=π(di-2ei)2

(6)

式中:dext,dint,l分別為單孔管狀推進(jìn)劑的外徑、內(nèi)徑和長(zhǎng)度;di為點(diǎn)火藥直徑;ei為點(diǎn)火藥已燃厚度;eb為推進(jìn)劑已燃厚度。

燃面隨時(shí)間的變化規(guī)律可寫(xiě)為

(7)

已燃厚度和燃速的關(guān)系可表示為

(8)

式中:A,e,v分別為推進(jìn)劑或點(diǎn)火藥對(duì)應(yīng)的燃面面積、已燃厚度和燃速。

聯(lián)立式(3)～式(8),方程組封閉可解。采用四階Runge-Kutta法求解上述常微分方程組即可得到點(diǎn)火啟動(dòng)階段燃燒室壓力隨時(shí)間的變化關(guān)系。點(diǎn)火藥燃燒結(jié)束后,只有主裝藥燃燒,這一階段的控制方程即為點(diǎn)火藥與推進(jìn)劑共同燃燒的控制方程去掉點(diǎn)火藥項(xiàng)后的控制方程。當(dāng)主裝藥基本燃燒結(jié)束后,燃燒室壓力迅速下降,燃?xì)馀蛎浀臅r(shí)間很短,因此可認(rèn)為燃?xì)馀c外界無(wú)熱交換,可將壓力下降的過(guò)程看作絕熱膨脹過(guò)程?；诮^熱膨脹的熱力學(xué)模型可得燃燒室壓力隨時(shí)間的變換關(guān)系:

(9)

1.3計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證與分析

根據(jù)前面建立的各階段的燃燒室壓力計(jì)算模型得到燃燒室壓力隨時(shí)間的變化關(guān)系,隨后就可以用推力公式F=CFpcAt計(jì)算出推力隨時(shí)間的變化關(guān)系。其中:At為噴管喉部面積;CF為推力系數(shù),它是一個(gè)表征噴管性能的參數(shù),當(dāng)脈沖推力器設(shè)計(jì)定型并選好推進(jìn)劑后,根據(jù)其結(jié)構(gòu)尺寸和燃?xì)庑再|(zhì)可得:

(10)

式中:Ae為噴管出口面積;pa為環(huán)境壓力;pe為噴管出口壓力,與燃燒室壓力及在噴管中的膨脹程度有關(guān)。Ae/At與pe/pc之間存在如下關(guān)系:

當(dāng)裝藥量分別為13根、16根和19根推進(jìn)劑藥柱,點(diǎn)火藥量都為490 mg時(shí),仿真計(jì)算的推力(F)-時(shí)間(t)曲線與試驗(yàn)曲線對(duì)比如圖3所示。

從圖3的3組推力-時(shí)間曲線可以看出,仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致性較好,這說(shuō)明建立的內(nèi)彈道模型與仿真結(jié)果是合理的,也說(shuō)明脈沖推力器在不同的裝藥條件下能穩(wěn)定工作。

圖3　不同推進(jìn)劑藥柱數(shù)的推力-時(shí)間曲線

圖4　不同點(diǎn)火藥量的推力-時(shí)間曲線

從圖4可以看出,點(diǎn)火藥量對(duì)脈沖推力器的內(nèi)彈道特性的影響主要表現(xiàn)在脈沖推力器工作的初期階段,而穩(wěn)定工作階段的推力大小幾乎不受點(diǎn)火藥量的影響。點(diǎn)火藥量越大,相應(yīng)的初始推力峰值也越大,脈沖推力器的工作時(shí)間略有減小但不明顯。當(dāng)選擇點(diǎn)火藥量為200 mg時(shí),不會(huì)產(chǎn)生初始推力峰值,獲得比較平穩(wěn)的推力方案,推力大小約為2 kN。隨著點(diǎn)火藥量的增加,初始推力峰值逐步增大,當(dāng)點(diǎn)火藥量為600 mg時(shí)產(chǎn)生的初始推力峰值達(dá)到4 360 N,約為穩(wěn)定工作段推力大小的2倍。在脈沖推力器的設(shè)計(jì)中,通常為了穩(wěn)定順利地點(diǎn)火會(huì)選擇較大量的點(diǎn)火藥量,大量的點(diǎn)火藥對(duì)脈沖推力器的初始?jí)毫Ψ逵休^大影響,大的初始?jí)毫Ψ鍖?duì)脈沖推力器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度也提出了更高的要求,在脈沖推力器的設(shè)計(jì)中應(yīng)根據(jù)需求選擇合適的點(diǎn)火藥量。

2　固體脈沖推力器優(yōu)化設(shè)計(jì)

為了獲得更好的性能,有必要對(duì)脈沖推力器結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。比沖是脈沖推力器最重要的性能指標(biāo)之一,它一方面與推進(jìn)劑的能量特性有關(guān),另一方面與燃?xì)庠谕屏ζ髦泄ぷ鬟^(guò)程的完善程度有關(guān),所以可通過(guò)優(yōu)化燃?xì)庠趪姽苤械哪芰哭D(zhuǎn)化效率來(lái)提高其能量特性。噴管優(yōu)化是一個(gè)典型的多參數(shù)、多變量?jī)?yōu)化問(wèn)題,遺傳算法在解決這樣的問(wèn)題上有較大的優(yōu)勢(shì)。但一般遺傳算法有一個(gè)很大的缺點(diǎn),即在算法后期會(huì)出現(xiàn)“早熟”而導(dǎo)致找不到最優(yōu)解,而在一般遺傳算法基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的多島遺傳算法卻較好地解決了這一問(wèn)題[14]。在多島遺傳算法中,種群中的個(gè)體被分割在不同的“島”上,遺傳算法中的交叉、變異過(guò)程在每個(gè)島上獨(dú)立進(jìn)行,不同島上的個(gè)體之間不會(huì)進(jìn)行交叉,當(dāng)算法計(jì)算到某些特定的代數(shù)時(shí),島上的部分個(gè)體會(huì)遷徙到其他島上。在多島遺傳算法中,各個(gè)島之間存在的隔離保持了個(gè)體之間的差異性,抑制了早熟現(xiàn)象的產(chǎn)生,增加了找到全局最優(yōu)解的可能性。

2.1優(yōu)化模型

①?lài)姽軅€(gè)數(shù)N的取值為1～10間的整數(shù),在不同的噴管個(gè)數(shù)條件下,受限于結(jié)構(gòu)要求,噴管出口直徑de的取值范圍也各不相同,噴管喉部直徑dt應(yīng)小于噴管出口直徑de;

②燃燒室壓力應(yīng)不超過(guò)50 MPa;

③噴管長(zhǎng)度不超過(guò)15 mm;

④脈沖推力器的工作時(shí)間在13～16 ms之間。

2.2編碼方式

本文采用的編碼方式為十進(jìn)制編碼。每個(gè)個(gè)體的染色體位數(shù)為19位,第i位用Wi表示,各位的取值范圍均為0～9,分4段。

段1:第1位。本段表征噴管個(gè)數(shù)N,解碼運(yùn)算為

(11)

段2:第2～7位。本段表征噴管出口直徑de的值,解碼運(yùn)算為

(12)

式中:de,max為de可取的最大值。

段3:第8～13位。本段表征噴管喉部直徑dt的值,解碼運(yùn)算為

(13)

式中:dt,max為dt可取的最大值

段4:第14～19位。本段表征噴管擴(kuò)張半角α的值,解碼運(yùn)算為

(14)

式中:αmax為α可取的最大值。

2.3約束條件的處理方法

采用罰值的方法對(duì)約束條件進(jìn)行處理。本文中的編碼方式已經(jīng)保證了第1個(gè)約束條件,現(xiàn)只需對(duì)第2個(gè)～第4個(gè)約束條件進(jìn)行處理。

將優(yōu)化模型中的目標(biāo)函數(shù)改寫(xiě)為

maxf=Is-M2P2-M3P3-M4P4

(15)

式中:M2,M3,M4為懲罰因數(shù),其計(jì)算方法為

(16)

P2,P3,P4為計(jì)算結(jié)果對(duì)約束條件的違反情況,其計(jì)算方法為

(17)

通過(guò)式(16)計(jì)算得到的懲罰因數(shù)會(huì)在遺傳算法的計(jì)算過(guò)程中逐漸增大,保證了隨著遺傳代數(shù)的增加對(duì)違反約束條件的個(gè)體目標(biāo)函數(shù)的懲罰越大,使得優(yōu)化后的結(jié)果在約束條件允許的范圍以?xún)?nèi)。

2.4優(yōu)化結(jié)果與分析

在燃燒室與裝藥結(jié)構(gòu)不變的條件下,通過(guò)優(yōu)化噴管結(jié)構(gòu)來(lái)提高固體脈沖推力器的性能,初始種群個(gè)體數(shù)取為30,計(jì)算代數(shù)G為3 000代。目標(biāo)函數(shù)的進(jìn)化過(guò)程如圖5所示。

圖5　目標(biāo)函數(shù)的尋優(yōu)過(guò)程

表1　基于多島遺傳算法的優(yōu)化結(jié)果

3　結(jié)論

①設(shè)計(jì)了一種可通過(guò)簡(jiǎn)單地改變裝藥結(jié)構(gòu)來(lái)獲得不同推力方案的脈沖推力器,并對(duì)其內(nèi)彈道特性進(jìn)行了仿真分析,仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致性較好,說(shuō)明建立的內(nèi)彈道模型能有效預(yù)測(cè)脈沖推力器的內(nèi)彈道特性。

②由于脈沖推力器的尺寸與裝藥量較小,必須考慮點(diǎn)火藥燃燒對(duì)脈沖推力器工作性能的影響。本文計(jì)算分析了點(diǎn)火藥量對(duì)固體脈沖推力器內(nèi)彈道特性的影響,為脈沖推力器設(shè)計(jì)中點(diǎn)火藥量的選擇提供了參考。

③運(yùn)用多島遺傳算法對(duì)脈沖推力器噴管結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化,為研制高性能脈沖推力器提供了理論依據(jù)。

[1]展志煥,芮筱亭,王國(guó)平,等.基于多體系統(tǒng)傳遞矩陣法的多管火箭定向器振動(dòng)控制[J].力學(xué)學(xué)報(bào),2010,42(3):583-590.ZHAN Zhi-huan,RUI Xiao-ting,WANG Guo-ping,et al.Vibration control for launcher of multiple launch rocket system based on transfer matrix method of multibody system[J].Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics,2010,42(3):583-590.(in Chinese)

[2]辛松,芮筱亭,張建書(shū),等.提高艦載多管火箭射擊精度的方法[J].彈道學(xué)報(bào),2014,26(1):40-44.XIN Song,RUI Xiao-ting,ZHANG Jian-shu,et al.The method to improve firing precision for shipborne multiple launch rocket systems[J].Journal of Ballistics,2014,26(1):40-44.(in Chinese)

[3]張平,周生國(guó),張訓(xùn)文,等.微型固體脈沖推力器內(nèi)彈道性能的實(shí)驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù),1997,18(2):35-38.

ZHANG Ping,ZHOU Sheng-guo,ZHANG Xun-wen,et al.An experimental investigation on internal ballistic performance of a solid impulsive mircothruster[J].Journal of Propulsion Technology,1997,18(2):35-38.(in Chinese)

[4]張平,李世鵬,劉玉群.點(diǎn)火藥量對(duì)微型脈沖推力器內(nèi)彈道性能的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2003,18(1):158-160.ZHANG Ping,LI Shi-peng,LIU Yu-qun.Effect of igniter charges on internal ballistic performance for an impulsive microthruster[J].Journal of Aerospace Power,2003,18(1):158-160.(in Chinese)

[5]周海清,張平.微型脈沖推力器點(diǎn)火啟動(dòng)過(guò)程計(jì)算與點(diǎn)火藥量選擇[J].固體火箭技術(shù),2004,27(4):276-279.ZHOU Hai-qing,ZHANG Ping.Ignition start-up course calculation and ignition charge mass selection of impulse micro-thruster[J].Journal of Solid Rocket Technology,2004,27(4):276-279.(in Chinese)

[6]PUSKULCU G,ULAS A.3-D grain burnback analysis of solid propellant rocket motors:part 1-ballistic motor tests[J].Aerospace Science and Technology,2008(12):579-584.

[7]PUSKULCU G,ULAS A.3-D grain burnback analysis of solid propellant rocket motors:part 2-modeling and simulations[J].Aerospace Science and Technology,2008(12):585-591.

[8]馮海云,李猛.火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[J].計(jì)算機(jī)仿真,2013,30(10):85-88.

FENG Hai-yun,LI Meng.Research on structure optimization design of SRM nozzle[J].Computer Simulation,2013,30(10):85-88.(in Chinese)

[9]齊海濤,張景林,潘軍杰,等.硼/超細(xì)硝酸鉀點(diǎn)火藥配方設(shè)計(jì)及工藝[J].含能材料,2011,19(2):180-183.

QI Hai-tao,ZHANG Jing-lin,PAN Jun-jie,et al.Processing technology and formulation design of ignition composition of boron/ultra-fine potassium nitrate[J].Chinese Journal of Energetic Materials,2011,19(2):180-183.(in Chinese)

[10]薩頓 G P,比布拉茲 O.火箭發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)[M].北京:科學(xué)出版社,2003.

SUTTON G P,BIBLARI O.Rocket propulsion elements[M].Beijing:Science Press,2003.(in Chinese)

[11]劉赟,王浩,陶如意,等.點(diǎn)火過(guò)程對(duì)小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道影響[J].含能材料,2013,21(1):75-79.LIU Yun,WANG Hao,TAO Ru-yi,et al.Effect of ignition process on the internal ballistics of small-size solid rocket motor[J].Chinese Journal of Energetic Materials,2013,21(1):75-79.(in Chinese)

[12]邵永勇,覃粒子,劉 兵,等.點(diǎn)火延遲對(duì)單組元自激式脈沖推力器的性能影響[J].推進(jìn)技術(shù),2014,34(8):1 095-1 100.SHAO Yong-yong,QIN Li-zi,LIU Bing,et al.Analysis of ignition delay effect on monopropellant self-excited pulse thruster[J].Journal of Propulsion Technology,2014,34(8):1 095-1 100.(in Chinese)

[13]張旭東,王宏偉,邢耀國(guó),等.某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)過(guò)程仿真研究[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào),2006,21(3):319-321.

ZHANG Xu-dong,WANG Hong-wei,XING Yao-guo,et al.Simulation and analysis of the solid motor’s ignition process[J].Journal of Naval Aeronautical Engineering Institute,2006,21(3):319-321.(in Chinese)

[14]馮勇,徐振欽.基于多島遺傳算法的火箭炮初始擾動(dòng)綜合優(yōu)化分析[J].振動(dòng)與沖擊,2014,33(9):168-172.

FENG Yong,XU Zhen-qin.Comprehensive optimization of initial perturbation of a rocket system with multi-island genetic algorithms[J].Journal of Vibration and Shock,2014,33(9):168-172.(in Chinese)

Interior Ballistic Simulation and Optimization of Solid Pulse Thruster

ZHOU Zhe1,2,WANG Guo-ping1,RUI Xiao-ting1,YANG Fu-feng1,TU Tian-xiong1,LI Zhi-liang3

(1.Institute of Launch Dynamics,Nanjing University of Science & Technology,Nanjing 210094,China;2.Wuhan Guide Infrared Co.Ltd,Wuhan 430205,China;3.Xi’an Qinghua of Northern Special Energy Group,Xi’an 710025,China)

To study the internal ballistic characteristics of solid pulse thruster for improving the performance,the internal ballistic model considering ignition process was established according to working characteristics of different stages.TheF-tcurves were calculated respectively while the solid propellant grains were 13,16,19.The effect of different igniter grain mass on the internal ballistic characteristics was analyzed.The simulation and test results have good agreement.The modeling and simulation of the solid pulse thruster and the thrust performance can be well described.The ignition charge can result in the greater initial peakpressure,and the influence of ignition charge on the internal ballistic performance must be considered in the phase of ignition.The optimization model of the nozzle structure of the pulse thruster was established based on the internal ballistic model,and the nozzle structure was optimized by using multi-island genetic algorithm.The result shows that the performance of the solid pulse thruster can be improved by reasonably designing the nozzle.

pulse thruster;ignition;interior ballistics;multi-island genetic algorithm

2015-06-29

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11102089,11472135);新世紀(jì)優(yōu)秀人才支持計(jì)劃(NCET-10-0075)

周哲(1990- ),男,碩士研究生,研究方向?yàn)槿紵齽?dòng)力學(xué)計(jì)算。E-mail:zhouzhe0307@163.com。

王國(guó)平(1976- ),男,教授,博士生導(dǎo)師,博士,研究方向?yàn)槎囿w系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)、發(fā)射動(dòng)力學(xué)。E-mail:wgp1976@163.com。

TH122;TK05

A

1004-499X(2016)01-0008-06