热损失对燃气蒸汽式发射动力系统内弹道计算影响

传统发射动力系统使用定能量系数修正内弹道计算模型,提高了内弹道特征值计算精度,但内弹道参数曲线计算值与测试值存在一定偏差。某型燃气蒸汽式发射动力系统发射筒内压力计算值与测试值存在一定的偏差,经分析内弹道模型中假设能量系数为常数是造成发射筒内压力计算偏差的主要因素。为了获得能量系数随时间的变化规律,通过使用热损失经典算法和试验研究相结合的方法,对发射动力系统工作过程中的热损失进行了计算研究,发射动力系统总的热损失为32 969.6 kJ,能量系数随发射动力系统工作逐渐增加。使用变能量系数修正内弹道计算模型对发射内弹道进行计算,计算结果表明变能量系数可有效提高导弹发射筒内压力的计算精度,同时经过分析燃气发生器和弯管仍具有降低热损失的潜力。