自弹式发射方式利用导弹发动机本身的能量,作为推动导弹出筒的动力,不需要额外的动力输出装置,结构简单、能量利用率高,便于提高装填密度与作战反应速度。因此,全面、深入研究自弹式发射內弹道流场,分析发射过程中流场变化情况,探究流场特性与影响因素,对自弹式发射装置的设计与优化具有重要意义。本文以某快速响应、高速发射导弹为背景,以CFD数值计算方法为主要研究手段,结合实验验证,对自弹式发射內弹道流场进行了细致研究,主要工作包括以下几个方面:1.建立了由导弹发动机燃烧室、喷管与发射筒低压室组成的一体化自弹式发射內弹道流场模型。根据最小吉布斯自由能理论,建立了推进剂燃烧产物组分平衡方程,并使用同伦算法对此非线性方程进行了稳定求解,将燃烧产物以源项形式添加到流场控制方程组中,以动网格方法模拟推进剂燃面推移过程,实现了固体推进剂燃烧过程与流场变化的耦合计算。研究了RDX-CMDB固体推进剂的燃烧机理,在此基础上建立了包含12种组分20种基元反应的C-H-O-N化学反应体系。通过发动机自由射流实验,对数值模型进行了验证,将数值计算结果与实验中测得的温度、压强数据以及高速摄影图片进行了对比,结果表明本文建立的数值模型可以较好地模拟燃烧产物间的化学反应过程与流场状态变化,并给出较为准确的计算结果。对数值迭代过程以及计算结果进行了检验,结果表明迭代过程稳定、残差收敛精度高、数值耗散率小,满足计算要求与守恒性约束。2.本文对自弹式发射內弹道流场的一般过程进行了深入分析,根据发射过程中不同时期,內弹道流场的特性,将整个变化过程分为了初始变化、流场发展与稳定工作三个阶段。在初始变化阶段内,起始冲击波引起低压室压强震荡,燃气遇到残留空气发生复燃现象。在流场发展阶段中,固体推进剂持续燃烧,燃烧室内环境逐渐向平衡状态过渡。低压室内的压强与温度首先经历了快速上升的过程,随着导弹的前进,低压室容积增大,弹底压强快速下降,而温度下降则较为缓慢。在外界高压的作用下,发动机推力下降,低压室推力成为推动导弹前进的主要动力。同时,喷管扩张段内的驻激波被逐渐推向喉部,但是扩张段内始终存在超声速区域,燃烧室环境未受低压室影响。在稳定工作阶段中,燃烧室环境无变化,弹底压强与温度继续下降,导弹仍不断加速前进。此阶段内导弹具有很高的速度,因此导弹位移量在三个阶段中最大。3.通过改变弹底与筒底之间距离,研究了低压室初始容积对自弹式发射內弹道流场的影响。结果表明,初始容积对起始冲击波的影响最为明显。减小初始容积可以起到抑制弹底压强震荡的作用,并且能够进一步提高推进剂能量转化效率、提高出筒速度、缩短出筒时间,但是会使导弹过载增大,弹底最大温度升高。增大初始容积则会使弹底压强震荡幅度上升、震荡时间延长,并且降低能量转化效率、降低出筒速度、延长出筒时间,不过能够使导弹的最大过载下降、弹底最大温度降低。4.使用DPM模型建立了包含熔融23液滴以及氧化铝固体颗粒的气、液、固多相流流场,对推进剂添加铝粉产生的影响进行了分析。结果表明,添加了15%的铝粉后,燃烧室内的总温、总压上升,尤其是总温上升了619K幅度较大。由此导致弹底压强增大、温度上升,发射过程中导弹的最大过载增大,导弹出筒速度增大、出筒时间缩短,而推进剂的能量转化率则降低了49.3%。考虑了熔融23液滴在运动过程中由Rayleigh-Taylor不稳定性造成的破裂,得到了熔融23液滴的粒子直径变化过程与分布情况。研究了凝固后的氧化铝固体颗粒对发射筒壁面与弹底壁面的侵蚀与沉积作用,结果表明侵蚀与沉积主要发生在自弹式发射內弹道过程前期,随着低压室温度升高氧化铝固体颗粒再次融化,对壁面的侵蚀与沉积作用逐渐消失。5.针对自弹式发射过程中,导弹过载过大、弹底温度过高的问题,设计了向发射筒底部预先注水的减载降温方案。使用Mixture模型建立了燃气与液态水的气液两相流流场,以Lee模型描述液态水的汽化与凝结过程。结果表明,注入2.545kg液态水之后,由于液态水通过汽化过程吸收了大部分的燃气能量,使得推进剂的能量转化效率降低了84.24%,并且由于“汽化涡流”的存在,使弹底压强出现波动,可能造成导弹震动。但是,发射筒内整体温度大幅下降,尤其是导弹底部的最大温度下降了76.02%,降温效果十分明显,导弹受到的最大过载也下降了73.57%。并且,由于液态水对起始冲击波的分散作用,还抑制了初期弹底压强的震荡。