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    摘要本文使用流动仿真方法，对火箭发动机拉瓦尔喷管流场在半圆形扰流片影响下的喷管推力特性：侧向推力、轴向推力损失、推力偏转角进行了分析。文中使用AutoCAD软件进行试验模型工程图绘制，使用UG软件进行流场模型绘制，使用ICEMCFD软件进行网格划分，使用Fluent软件进行流场仿真计算，得出了扰流片遮挡喷管出口面积比、扰流片轴向安装位置与发动机侧向推力、轴向推力损失、推力偏转角等控制量的关系。并利用Matlab将计算结果数据进行最小二乘法拟合获得工程经验公式，对燃气扰流片推力矢量控制系统设计提供了参考建议。8654
    关键词  燃气扰流片  推力矢量控制  流动仿真
    毕业设计说明书（论文）外文摘要
    Title      Jet Tab Thrust Vector Control System Design         for Solid Rocket Engines               
    Abstract
    In view of the rocket engine Laval nozzle flow field under the influence of semi-circle jet tab, the flow simulation method was used to explore the influence factors of side force, axial thrust loss and thrust deflection angle in this paper. AutoCAD software was used to draw engineering chart, UG software was used for flow field model draw, ICEMCFD software was used for grid generation and Fluent software was used for flow field calculation in this paper. Least square method was used in software of Matlab for data fitting, and concluded the relationship and engineering experience formula among the nozzle exit area blocking ratio, the distance between jet tab and bottom of nozzle, side force, axial thrust loss and thrust deflection angle. The advices for jet tab thrust vector control system design were provided.
    Keywords   Jet Tab   Thrust Vector Control   Flow Simulation
    目  录

    1  引言 1
    1.1  燃气扰流片推力矢量控制系统概述 1
    1.1.1  火箭发动机推力矢量控制系统概述 1
    1.1.2  固体火箭发动机推力矢量控制 2
    1.1.3  燃气扰流片推力矢量控制系统 3
    1.2  毕业设计论文内容概述 3
    2  燃气扰流片的工作原理及经验公式 4
    2.1  燃气扰流片的工作原理 4
    2.2  燃气扰流片计算经验公式 4
    2.2.1  侧向控制力  5
    2.2.2  激波后压力 和分离区压力  5
    2.2.3  激波面投影面积S和分离区投影面积  7
    3  燃气扰流片喷管模型的建立10
    3.1  喷管及扰流片尺寸10
    3.1.1  喷管的尺寸10
    3.1.3  扰流片与喷管的安装位置关系11
    3.2  流场模型的制作11
    3.3  流场网格划分13
    3.3.1  ICEMCFD简介 13
    3.3.2  模型导入与块的划分14
    3.3.3  网格的生成17
    4  燃气扰流片喷管流场计算19
    4.1  Fluent软件简介19
    4.2  设定流场模型参数20
    5  仿真结果的分析与讨论22
    5.1  仿真数据处理22
    5.2  Matlab数据处理24
    5.2.1  4-0至8-0组数据处理 25
    5.2.2  8-0至8-2组数据处理 28
    5.3  Tecplot流场分析 29
    5.3.1  4-0组至8-0组分析 30
    5.3.2  8-0至8-2组分析32
    结  论 34
    致  谢 36
    参考文献 37
    附件 38
     1  引言
    近五、751十年来，导弹武器和空间技术的飞速发展是和飞行器飞行动力装置的迅速发展及不断完善分不开的[1]。
    目前，使用最多的飞行器动力装置是液体和固体火箭发动机。与液体火箭发动机相比，早期的固体火箭发动机只是用于无控的面杀伤战术武器、近程直射反坦克武器及导弹助推器使用。随着复合材料、高能推进剂及制导技术的发展，固体火箭发动机由于其结构简单、重量轻、可靠性高、成本低、使用方便、文护简单、便于机动等优点，已经广泛用于战术、战略武器乃至航天领域[2]。
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