藥柱燃速對底排工作過程及底排彈射程影響的數(shù)值模擬

駱曉臣, 姚文進, 徐文科, 卓長飛, 武曉松, 封 鋒

(1. 南京理工大學機械工程學院, 江蘇 南京 210094; 2. 遼沈工業(yè)集團有限公司， 遼寧 沈陽 110045)

1 引 言

底部排氣彈減阻增程的原理[1]是在常規(guī)炮彈底部附加一個排氣裝置,向底部低壓區(qū)排入低動量高溫氣體,改變底部低壓區(qū)的流動狀態(tài),達到提高底部壓力、減小阻力、增大射程的目的。我國于20世紀80年代開始了底排增程技術(shù)的研究,已研制成功多個型號。目前,國內(nèi)底部排氣彈(簡稱底排彈)在使用過程中已暴露出許多問題[2-4],如底排藥柱燃燒穩(wěn)定性差、底排藥柱結(jié)構(gòu)完整性差、增程率低,特別是增程率與國外差距較大。因此,有必要深入研究底排增程技術(shù)與底部排氣彈相關(guān)問題。

國內(nèi)外對底部排氣減阻進行了相關(guān)實驗與數(shù)值研究: 丁則勝、陳少松等人[5-8]開展大量底排冷氣或熱空氣風洞實驗; Mathur[9-10]開展了底排冷空氣的風洞實驗,并得到詳細的流場參數(shù); Nietubica[11]采用層流流動模型和層流燃燒有限速率基元反應(yīng)模型模擬了M864彈的二維軸對稱流場; Kaurinkoski[12]采用k-ε湍流模型和層流燃燒有限速率基元反應(yīng)模型模擬了155 mm彈的三維流場; Choi[13]采用k-ω湍流模型與層流燃燒有限速率基元反應(yīng)模型模擬了155mm彈的二維軸對稱流場。卓長飛、武曉松等[4,14-15]研究了真實燃氣條件下的底排流場與特性,來流攻角和彈體船尾角對減阻的影響,以及排氣結(jié)構(gòu)對減阻性能的影響。這些研究都是以底排減阻機理與特性為研究對象,沒有考慮底部排氣彈在整個飛行階段中的底排裝置工作狀態(tài),底部排氣流場結(jié)構(gòu)減阻效果仍然處于未知狀態(tài)。計算流體力學(CFD)方面的長足進步和計算機技術(shù)的迅速發(fā)展,使得計算流體力學在常規(guī)兵器的氣動研究方面幾乎起到了和地面試驗、飛行試驗并重的作用。本研究在前期編寫的CFD程序[4,14-15]上添加底部排氣彈的質(zhì)點外彈道模型,建立基于CFD耦合質(zhì)點彈道的底部排氣彈工作過程以及射程的計算模型,研究底排彈在整個減阻階段底排裝置工作參數(shù)、工作狀態(tài)、底排流場等隨時間的變化。在此基礎(chǔ)上研究底排藥柱燃速對底排裝置工作參數(shù)和工作狀態(tài)的影響,為底排彈的優(yōu)化設(shè)計提供參考。

2 數(shù)學與物理模型

2.1 CFD計算方法

由于采用CFD與質(zhì)點彈道模型耦合求解整個飛行過程流場的計算量較大,不可能采用三維計算模型。因此,本研究不考慮飛行攻角,采用二維軸對稱模型計算底部排氣彈流場與氣動力。二維軸對稱守恒形式的雷諾時均(RANS)化學非平衡流Navier-Stokes方程為[16]:

(1)

式中，U為守恒變量,F、G為兩個方向的對流通量,Fv、Gv為兩個方向的粘性通量,H為軸對稱源項,S為化學反應(yīng)源項。各符號意義詳見文獻[16]。

本研究采用模擬分離流動表現(xiàn)效果較好的k-ωSST兩方程湍流模型?？紤]到超聲速底部流場具有較強湍流特性,選擇二階矩湍流燃燒模型描述湍流-化學反應(yīng)之間的相互作用。

底部排氣彈使用的底排藥柱是由高分子粘合劑端羥基聚丁二烯(HTPB)和氧化劑高氯酸銨(AP)組成。由于其貧氧特性,燃燒后排向底部區(qū)域的氣體主要是由CO、H2、CO2、H2O、HCl、N2等組成。富燃氣體CO和H2在尾流中與外流空氣繼續(xù)發(fā)生化學反應(yīng),其中HCl、N2為惰性氣體,因此采用CO—H2—O2化學反應(yīng)系統(tǒng)。本研究采用8組分(CO、H2、O2、CO2、H2O、H、OH、O)12個基元反應(yīng)的CO—H2—O2系統(tǒng)化學反應(yīng)模型[11]。

為了很好地捕捉激波、膨脹波等流場細節(jié),空間離散采用三階MUSCL重構(gòu)方法和高精度高分辨率的AUSMPW+迎風格式,粘性項采用中心格式離散,時間離散采用單步推進,并采用局部時間步長法加速收斂。湍流兩方程與時均Navier-Stokes方程形式一致,與之耦合求解。在求解帶化學反應(yīng)的Navier-Stokes方程時,采用時間算子分裂的方法來處理剛性問題。計算方法的詳細描述及其驗證見文獻[4,14-15],這里不再贅述。

2.2 質(zhì)點彈道模型

質(zhì)點彈道模型主要假設(shè)彈丸在飛行期間的攻角為零,以及彈丸為軸對稱體,使空氣阻力和重力作用在彈丸的質(zhì)心上。因此可以把彈丸的運動作為質(zhì)點運動處理。底部排氣彈質(zhì)心運動方程[1]如:

(2)

式中，ρ為來流氣體密度,kg·m-3；v為彈丸飛行速度,m·s-1；θ為彈道傾角,°;Sref為彈體橫截面積,m2;m為彈丸質(zhì)量,kg;g為重力加速度,m·s-2;Cd為彈丸阻力系數(shù),無量綱值,其值由CFD方法計算得到。上述常微分方程組采用四階龍格庫塔法求解,推進時間步長為0.001 s。

由于CFD計算量較大,不可能實時計算流場,為質(zhì)點彈道方程組提供阻力系數(shù)。本研究采用松耦合的方法處理CFD和質(zhì)點彈道方程組的求解,即質(zhì)點彈道方程推進n步后,采用CFD計算底排彈阻力系數(shù)。由于質(zhì)點彈道方程組推進時間步長為0.001 s,取n=500,即底排彈每運動0.5 s后就采用CFD計算此位置處底排彈全彈流場與總阻力系數(shù)。由于底排彈在每個0.5 s時間段內(nèi)飛行速度、環(huán)境壓力、環(huán)境密度變化不大,可認為在此時間段內(nèi)阻力系數(shù)為常數(shù)。

2.3 物理模型

以某130mm底部排氣彈為研究對象,彈丸計算網(wǎng)格如圖1所示。采用二維軸對稱模型,只需計算上半平面的流場,下半平面的流場數(shù)據(jù)根據(jù)對稱性得出。在飛行過程中,底排藥柱燃燒面積和底排裝置燃燒室自由容積在不斷變化,且藥柱形狀復雜,不能簡化為二維軸對稱模型。因此,將燃燒室計算域固定,并假定一個藥柱燃燒表面,在飛行中與質(zhì)點外彈道計算、流場計算耦合得到的藥柱燃燒質(zhì)量流率即施加在該假定的燃燒表面上。

彈丸基本參數(shù): 彈丸發(fā)射前總質(zhì)量為31.8 kg,底排噴口直徑為42 mm,彈徑為130 mm。底排藥柱基本參數(shù): 底排藥柱為三瓣藥結(jié)構(gòu)(藥柱橫截面如圖2所示),兩端與外側(cè)面包覆,底排藥柱質(zhì)量為0.9 kg,藥柱外徑2r2=100 mm,內(nèi)徑2r1=44 mm,藥柱長度L=97mm,狹縫寬2c1=2 mm,藥柱密度為1520 kg·m-3,藥柱燃燒溫度為1812 K,燃燒規(guī)律服從幾何燃燒定律。燃面S變化規(guī)律如下:

(3)

圖1 底部排氣彈計算網(wǎng)格

Fig.1 The computation grid of base bleed projectile

圖2 底排藥柱橫截面

Fig.2 The cross section of base bleed propellant

底排藥柱燃速公式:

(4)

式中,ξ1為因彈丸旋轉(zhuǎn)引起的旋轉(zhuǎn)修正系數(shù),取1.3; 燃速系數(shù)a為4.903×10-6m·(Pan·s)-1;p為燃燒室燃氣壓強,單位為Pa;n為底排藥柱燃燒壓強指數(shù),取0.484;ξ2為不同底排藥柱燃速下底排彈工作狀態(tài)參數(shù)的燃速調(diào)整系數(shù),通過在原燃速系數(shù)a上改變ξ2來調(diào)整藥柱燃速,藥柱基本參數(shù)和幾何參數(shù)保持不變。實際上,改變藥柱燃速的方法很多,比如改變AP粒度,加入催化劑等,這樣藥柱的燃速系數(shù)和壓強指數(shù)都會發(fā)生改變。作為理論研究,本研究僅通過燃速調(diào)整系數(shù)改變?nèi)妓傧禂?shù)來說明藥柱燃速對底部排氣彈工作過程的影響,計算了ξ2=0.8(Case#1),0.9(Case#2), 1.0(Case#3), 1.1(Case#4), 1.2(Case#5)五個工況。若燃速調(diào)整系數(shù)大,在相同壓強和壓強指數(shù)下藥柱燃速就大。因此,為了方便敘述,下文提到高燃速或低燃速均對應(yīng)較大燃速系數(shù)或較小燃速系數(shù)。

由底排藥柱燃燒面積、藥柱燃速、藥柱密度即可得到底排燃氣生成質(zhì)量流率,作為CFD的燃面邊界條件,但是藥柱燃速又與流場壓強有關(guān)。因此,在某一時刻的流場計算中,流場與底排燃氣生成率需要相互耦合迭代求解,直到流場達到穩(wěn)定為止。

3 計算結(jié)果與分析

表1給出了不同燃速的底排藥柱燃燒時間、全彈飛行時間、射程和增程率。同時,表中也給出了和底排彈具有相同質(zhì)量、相同外形、無底排裝置的常規(guī)炮彈的相關(guān)飛行參數(shù),以便和底排彈對比。由表1可知,采用本研究模型計算的標準燃速系數(shù)(即燃速調(diào)整系數(shù)ξ2=1.0)底排彈射程為37.44 km,飛行時間為113.5 s,增程率為30.95%,與該制式底排彈的靶場試驗結(jié)果吻合,說明本文建立的計算模型是正確、合理的。同時,燃速的增加導致整個飛行過程中底排藥柱平均燃速較高,在藥柱質(zhì)量和形狀相同的條件下,其燃燒時間顯然較短。從表1中還可以看出,隨著燃速的增大,底排彈飛行時間和射程都會降低,減阻階段也將變短,最后導致射程和增程率降低。

圖3給出了無底排炮彈和不同藥柱燃速底排彈的飛行彈道。從圖3可以看出,在初始階段,不同燃速的底排彈和無底排炮彈的飛行彈道基本重合,特別是在水平位移10 km以內(nèi)。在彈道最高點以后,不同燃速的底排彈的彈道開始有明顯差別。圖4、圖5給出了無底排炮彈和不同藥柱燃速底排彈飛行水平位移和垂直位移隨時間的變化。在0～20 s,無底排炮彈和不同藥柱燃速底排彈的水平位移和垂直位移基本重合。這是由于在此階段,不同燃速的底排彈的阻力系數(shù)雖然有差別,但差別較小,且此階段時間短,飛行速度的差異有限。20 s以后,不同燃速底排彈的水平位移和垂直位移隨時間的變化有明顯差異,且隨時間增加,差異也增加。這是因為不同燃速時阻力系數(shù)有差異,對應(yīng)的減阻時間有較大差別,隨著時間的積累,最終導致飛行速度以及飛行彈道有較大差異。

表1 不同底排藥柱燃速底排彈的工作參數(shù)

Table 1 The operating parameter of base bleed projectile using different combustion rate of propellant

parametersξ20．8NBBBBP0．9NBBBBP1．0NBBBBP1．1NBBBBP1．2NBBBBPtc/s-36．8-30．2-25．2-21．4-18．4t0/s101．9114．0101．9113．8101．9113．5101．9112．9101．9112．4s/km28．5938．1228．5937．7628．5937．4428．5936．9628．5936．21Δ33．32%32．07%30．95%29．27%26．64%

Note: NBB represents projectile without base bleed; BBP represents projectile with base bleed;tcrepresents the combustion time of base bleed propellant;t0represents the whole flight time of projectile;srepresents the firing range; Δ represents the extended range rate.

圖3 無底排炮彈和底排彈的飛行彈道

Fig.3 The flight trajectory of projectile with and without base bleed

圖4 底排彈飛行水平位移x隨時間的變化

Fig.4 The horizontal displacement of base bleed projectile variation with time

圖5 底排彈飛行垂直位移y隨時間的變化

Fig.5 The vertical displacement of base bleed projectile variation with time

圖6給出了無底排炮彈和不同藥柱燃速底排彈的全彈道飛行馬赫數(shù)變化。從圖6可以看出,不同燃速的底排彈飛行馬赫數(shù)差別并不大。在t=11 s時刻附近,高燃速的底排彈飛行馬赫數(shù)略高于低燃速的。這是由于在前期,高燃速的底排彈減阻效果略好于低燃速的底排彈,導致馬赫數(shù)較大。然而,由于高燃速的底排彈減阻時間較短,低燃速的底排彈雖然減阻效果略差于高燃速底排彈,但減阻階段較長,對整個飛行彈道的總體減阻效果優(yōu)于高燃速的底排彈。因此,在飛行階段后期(t>30 s),高燃速的底排彈飛行馬赫數(shù)明顯低于低燃速的,最終導致射程小于低燃速底排彈。

圖6 底排彈飛行馬赫數(shù)隨時間的變化

Fig.6 The Mach number of base bleed projectile variation with time

圖7給出了不同燃速的底排彈在減阻階段燃燒室平均壓強隨時間的變化。由于底排裝置內(nèi)燃氣流動速度非常低,燃燒室內(nèi)各處燃氣壓強基本一致。從公式(4)可知,燃燒室內(nèi)平均壓強直接影響底排藥柱的燃速以及底排燃氣生成質(zhì)量流率,從而影響減阻和全彈總阻力系數(shù)。在初始時刻,由于高燃速的排氣質(zhì)量流率較大,減阻效果略好,燃燒室平均壓強高于低燃速的燃燒室平均壓強。在10 s以后,不同燃速底排彈的燃燒室平均壓強基本一致。

圖8、圖9分別給出了不同燃速的底排彈在減阻階段排氣質(zhì)量流率、排氣參數(shù)I隨時間的變化。排氣參數(shù)I是底排裝置排氣質(zhì)量流率與炮彈迎面空氣質(zhì)量排開流率之比,直接影響排氣減阻效果,是十分重要的參數(shù)。文獻[1,4]研究結(jié)果表明: 在同一飛行狀態(tài)下,當排氣參數(shù)較小時,全彈總阻力系數(shù)隨I的增大而減小,這一階段為底部排氣減阻區(qū); 當排氣參數(shù)繼續(xù)增大超過一定值后,全彈總阻力系數(shù)隨I的增大其減小程度趨緩,這一階段介于底排減阻和火箭增程區(qū)之間,雖然有一定的減阻效果,但并不明顯,且消耗的底排燃氣量較大(增加了底排藥柱和全彈總質(zhì)量,不利于增程),因此應(yīng)盡量避免底排裝置在此區(qū)域工作; 當排氣參數(shù)較大時,全彈總阻力系數(shù)隨排氣參數(shù)I的增大而減小。在這一階段,由于排氣質(zhì)量流率和排氣速度較大,產(chǎn)生一定推力并導致全彈總阻力系數(shù)減小,因此稱為火箭增速區(qū)。此階段,雖然有較好的減阻效果,但工作原理卻是像火箭一樣產(chǎn)生推力來提高射程(即與火箭彈、火箭增程彈類似),且消耗的底排燃氣量特別大(增加了底排藥柱和全彈總質(zhì)量,燃燒時間變短,不利于增程),因此仍然避免底排裝置在此區(qū)域工作。從圖9中看出,不同燃速的底排彈在減阻階段的排氣參數(shù)均隨時間呈先增大后減小的趨勢。從圖8可以看出,隨著時間的增加,底排燃氣排氣質(zhì)量流率逐漸降低,而炮彈迎面空氣質(zhì)量排開流率也逐漸降低(在減阻階段,彈丸飛行高度一直上升,彈丸速度、來流空氣密度均降低)。在減阻階段前期,迎面空氣質(zhì)量排開流率隨時間的增大而下降程度更劇烈。因此,不同燃速的底排彈的排氣參數(shù)均隨時間呈增大的趨勢。但在減阻階段后期,底排燃氣排氣質(zhì)量流率隨時間的增大而下降更劇烈。因此,不同燃速的底排彈的排氣參數(shù)均隨時間呈減小的趨勢。

圖7 減阻階段燃燒室平均壓強隨時間的變化關(guān)系

Fig.7 The average pressure of combustion chamber at reduction stage variation with time

圖8 減阻階段排氣質(zhì)量流率隨時間的變化關(guān)系

Fig.8 The mass flow rate of base bleed at reduction stage variation with time

圖9 減阻階段排氣參數(shù)(I)隨時間的變化關(guān)系

Fig.9 The parameter of base bleed(I)at reduction stage variation with time

圖10、圖11分別給出了不同燃速的底排彈在飛行中全彈質(zhì)量及底排藥柱燃燒面積隨時間的變化。燃速較高時,排氣質(zhì)量流率較大,彈丸質(zhì)量減小較快,隨時間的延長,較低燃速底排彈減小更快。底排藥柱燃燒面積隨時間的變化也具有相同的規(guī)律。

圖10 底排彈藥柱燃燒面積隨時間的變化關(guān)系

Fig.10 The combustion area of the propellant of base bleed projectile variation with time

圖11 底排彈全彈質(zhì)量隨時間的變化關(guān)系

Fig.11 The mass of base bleed projectile variation with time

圖12給出了不同燃速的底排彈在減阻階段全彈總阻力系數(shù)隨時間的變化。根據(jù)彈箭空氣動力學理論[1],在超聲速飛行時,全彈總阻力系數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的增加而降低。結(jié)合圖6可以看出,在減阻階段,不同燃速的底排彈飛行馬赫數(shù)均隨時間延長而逐漸減小。如果無底排減阻,全彈總阻力系數(shù)會隨時間增大。從圖12可以看出,燃速系數(shù)為0.9、1.0、1.1、1.2的底排彈的總阻力系數(shù)隨時間緩慢增加,正是因為底排的減阻作用,導致總阻力系數(shù)并沒有隨時間快速增大。燃速系數(shù)為0.8的底排彈,在減阻階段前期,總阻力系數(shù)隨時間緩慢增大。在減阻階段中期,總阻力系數(shù)基本保持不變。而在減阻階段后期,總阻力系數(shù)隨時間下降,說明此時底排作用較大,逆轉(zhuǎn)了阻力系數(shù)增大的趨勢。此外,結(jié)合圖8給出的排氣質(zhì)量流率,并以t=0 s時刻為例,燃速系數(shù)為1.2時排氣質(zhì)量流率約為燃速系數(shù)0.8的1.5倍,但總阻力系數(shù)卻僅降低了4.3%。說明高燃速底排彈的增程效果不如低燃速底排彈。

圖12 減阻階段阻力系數(shù)Cd隨時間的變化關(guān)系

Fig.12 The drag coefficientCdat reduction stage variation with time

圖13～圖15給出了ξ2=0.8(Case#1)的底排彈在飛行中主要時刻底部流場云圖。在t=0 s,排氣參數(shù)較小,約為0.0035,底排燃氣射流動量也較小,底排燃氣不僅在中心軸線上與來流空氣形成回流區(qū),而且還在彈底附近與來流空氣形成二次回流區(qū)。此時底排裝置處于最佳減阻狀態(tài)附近。從圖14可以看出,靠近彈底附近的自由邊界層溫度略有升高,CO2主要集中在主回流區(qū)內(nèi)以及自由來流邊界層附近。主回流區(qū)是由底排燃氣和來流空氣共同形成的,CO和來流空氣中的O2在主回流區(qū)內(nèi)混合并發(fā)生化學反應(yīng)生成CO2。自由來流邊界層是自由來流空氣與底排燃氣的主要分界面,底排燃氣中的部分CO和來流O2接觸,發(fā)生化學反應(yīng)生成CO2。由于整個底部流場處于低溫、低壓的來流空氣中,化學反應(yīng)并不能大幅度提高溫度,這是底部排氣流場的一個重要特點。在t=10 s時刻,排氣參數(shù)I和排氣動量均較大,底排燃氣以射流形式進入尾流,并未與來流空氣在軸線上形成主回流區(qū),底排裝置出口也沒有達到壅塞狀態(tài),處于底排減阻模式和火箭增程模式之間,此時減阻效果較差。從圖14和圖15可以看出,由于主回流區(qū)的消失,CO2主要集中在二次回流區(qū)以及自由來流邊界層附近,流場中最高溫度低于t=0 s時刻。t=20 s和t=30 s的流場結(jié)構(gòu)與t=10 s的基本一致,雖然底排燃氣射流動量更大,但減阻效果仍然沒有達到最佳。尾流場高溫“火舌”長度有所增長,二次回流區(qū)內(nèi)CO2含量明顯大于t=0 s和t=10 s時刻。另外,結(jié)合圖9和圖12看出,雖然t=20 s和30 s的底排減阻作用較大,但排氣參數(shù)也較大,即排氣質(zhì)量流率與飛行狀態(tài)不匹配,消耗了大量底排燃氣,工作狀態(tài)處于底排減阻模式和火箭增程模式之間。總之,采用低燃速底排藥柱在減阻階段前期減阻效果較好,排氣參數(shù)較小。到減阻階段后期,排氣參數(shù)與飛行狀態(tài)不匹配。如果減小減阻階段后期的燃面來減小排氣質(zhì)量流率,保證底排裝置始終處于減阻工作模式,雖然減阻效果略差,但藥柱質(zhì)量減小,是利于增程的。

a.t=0 s b.t=10 s

c.t=20 s d.t=30 s

圖13 Case#1主要時刻底部流場馬赫數(shù)云圖和流線

Fig.13 The contour of Mach number and streamline for Case#1 at main time

a.t=0 s b.t=10 s

c.t=20 s d.t=30 s

圖14 Case#1主要時刻底部流場溫度云圖

Fig.14 The contour of temperature for Case#1 at main time

a.t=0 s b.t=10 s

c.t=20 s d.t=30 s

圖15 Case#1主要時刻底部流場CO2質(zhì)量分數(shù)云圖

Fig.15 The contour of CO2mass fraction for Case#5 at main time

圖16～圖18給出了ξ2=1.2(Case#5)的底排彈在飛行中主要時刻底部流場云圖。從圖16看出,在主要時刻,底排燃氣沒有在尾流場中心軸線上與來流空氣形成主回流區(qū),而是直接以射流形式噴入尾流場。各時刻底排噴口馬赫數(shù)均沒有達到1.0,即底排燃氣仍然以亞音速排出,底排裝置工作狀態(tài)介于底排減阻模式和火箭增程模式之間。溫度云圖和CO2質(zhì)量分數(shù)云圖分布趨勢基本與ξ2=0.8一致,不再重復討論。

a.t=0 s b.t=5 s

c.t=10 sd.t=15 s

圖16 Case#5主要時刻底部流場馬赫數(shù)云圖

Fig.16 The contour of Mach number and streamline for Case#5 at main time

a.t=0 s b.t=5 s

c.t=10 s d.t=15 s

圖17 Case#5主要時刻底部流場溫度云圖

Fig.17 The contour of temperature for Case#5 at main time

a.t=0 s b.t=5 s

c.t=10 s d.t=15 s

圖18 Case#5主要時刻底部流場CO2質(zhì)量分數(shù)云圖

Fig.18 The contour of CO2mass fraction for Case#5 at main time

4 結(jié) 論

(1) 燃速調(diào)整系數(shù)由0.8提高到1.2時,燃燒時間由36.8 s減少到18.4 s,射程由38.12 km下降到36.21 km,增程率由33.32%下降到26.64%。

(2) 對于底排藥柱燃速系數(shù)ξ2=0.8的底排彈,在整個減阻階段,阻力系數(shù)隨時間變化先是緩慢增大,然后基本保持常數(shù),最后再緩慢下降; 對于底排藥柱燃速系數(shù)ξ2=1.2的底排彈,在整個減阻階段,阻力系數(shù)隨時間變化一直呈增大趨勢。

(3) 采用低燃速底排藥柱時,在減阻前期,底排裝置以減阻模式工作,在減阻階段中后期,底排裝置的工作模式則介于底排減阻模式和火箭增程模式之間。而采用高燃速底排藥柱時,即使在減阻前期,底排裝置的工作模式也介于底排減阻模式和火箭增程模式之間。

(4) 研究發(fā)現(xiàn),目前制式底排彈的排氣質(zhì)量流率/排氣參數(shù)較大,大部分減阻階段均不在最佳減阻模式。因此,建議重新設(shè)計底排藥柱燃面變化規(guī)律或降低底排藥柱燃速,在保證底排藥柱質(zhì)量盡量小、燃燒減阻時間較長的情況下使排氣質(zhì)量流率與外彈道特性相匹配,保證底排彈的減阻性能達到最優(yōu)。

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