ABAQUS高速冲压防空动能弹结构设计与仿真(5)
(2) 建立高速冲压推进防空动能弹的三维模型，并在计算前进行合理的假设和简化；
(3) 给定过载与转速发射时高速冲压推进防空动能弹结构强度数值模拟；
(4) Ma=4时高速冲压推进防空动能弹垂直撞击靶板结构强度数值模拟；
(5) Ma=4时高速冲压推进防空动能弹与靶板成 撞击靶结构强度板数值模拟。
2 固体燃料冲压发动机的热力计算与性能分析
对冲压发动机进行热力计算研究，本章给出了10种工况，用于分析不同工况下的发动机性能。并对含金属粉末Mg和Al的推进剂HTPB的发动机性能进行了分析和比较。
2.1 典型固体燃料的热力计算及发动机性能分析
本章所要分析的四种典型固体燃料为：端羟基聚丁二烯(HTPB)、聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)、聚乙烯(PE)、聚叠氮缩水甘油醚(GAP)。这四种固体燃料都是贫氧推进剂，是因为固体燃料冲压发动机以空气为氧化剂，因此多使用贫氧燃料为推进剂。
2.1.1 计算推进剂的假定化学式和化学当量比
固体燃料冲压发动机热力计算的核心内容是计算推进剂在平衡状态下的燃烧产物的平衡组分。为此首先应计算推进剂的假定化学式，按照式 对推进剂的组分进行计算，并查阅资料[16]，得出四种典型固体燃料的假定化学式和标准摩尔生成焓，计算结果列于表2.1。
表2.1 典型固体燃料的假定化学式和标准摩尔生成焓
名称 假定化学式 标准摩尔生成焓
HTPB（端羟基聚丁二烯） C73.32H110.4O0.5 205.2 kJ/kg
PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯） C49.94H79.90O19.98 -4300 kJ/kg
PE（聚乙烯） C71.29H142.58 -1918 kJ/kg
GAP（聚叠氮缩水甘油醚） C35.71H59.52O11.9N35.71 49.37 kJ/kg
然后计算推进剂的化学当量比，用式 进行计算。对于冲压空气 =0， =0， =0.23；对于HTPB而言， =0.8814， =0.1106， =0.0080，化学当量比为14.03；对于PMMA而言， =0.5993， =0.0799， =0.3197，化学当量比为8.33；对于PE而言， =0.8555， =0.1426， =0，化学当量比为14.87；对于GAP而言， =0.4285， =0.0595， =0.1904，化学当量比为6.21。计算结果列于下表6.2中。
2.1.2 计算条件和工况
本课题所研究的冲压发动机为35mm高速冲压推进防空动能弹的发动机模型，如图2.1所示。任务中需要对不同工况的发动机性能进行分析，查阅资料[17]，首先给出初始条件：SFRJ模型的进气道半径Ra=11.5mm，喷喉比 =(38/22)2，飞行马赫数Ma=2.94，工作高度为海平面，推进剂HTPB初温T0=300K，来流速度 =1000m/s。标准海平面状态的空气参数为：比热比 =1.4，温度 =288.16K，压强 =1.01325×105Pa，密度 =1.29kg/m3。
图2.1 固体燃料冲压发动机模型
由于理论模型中假设燃烧室的气流速度为0，因此迎面空气流从进气道进入燃烧室后的速度变为0，可以认为燃烧室中气流的流动状态为滞止状态[18]。
实际上，燃烧室的气流速度不可能完全为0，且气流经过冲压发动机进气道有一定的损失，故只要设定的温度和压力小于上述计算的理论值即可，下面设定冲压发动机工作的10种工况。
工况A：SFRJ飞行马赫数2.94，工作高度为海平面，进入燃烧室的空气初温Ta=800K，燃烧室工作压力 =1.5MPa，推进剂HTPB初温T0=300K，来流速度 =1000m/s，空燃比f取2～23。
工况B：推进剂为PMMA，其他条件与工况A相同。
工况C：推进剂为PE，其他条件与工况A相同。
工况D：推进剂为GAP，其他条件与工况A相同。
工况E：推进剂HTPB的含量（指质量分数）为90%，Mg的含量为10%，其他条件与工况A相同。
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