一種脈沖固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場數(shù)值分析*

尹自賓，房 雷

（1中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009;2航空制導武器航空科技重點實驗室，河南洛陽 471009）

0 引言

固體火箭發(fā)動機具有結(jié)構簡單、性能可靠、貯存方便等優(yōu)點，是空空導彈的主要推進手段。隨著空空導彈武器攻擊目標的速度、機動性不斷提高，對導彈的反應速度、射程和末速度等提出了更高的要求，固體火箭發(fā)動機在能量可控性方面的不足顯得較為突出。

為此，各國都在尋求提高固體火箭發(fā)動機能量可控性的有效方法，其中脈沖固體火箭發(fā)動機應用前景廣闊，國內(nèi)外開展了大量的研究工作［1－3］。文中依據(jù)空空導彈的使用要求，采用一種隔板式級間隔離裝置（以下簡稱隔板），實現(xiàn)發(fā)動機脈沖工作。受隔板的影響，燃燒室內(nèi)流道截面劇烈變化，隔板前后燃氣流動極度紊亂，發(fā)動機總壓損失增加、熱防護層燒蝕嚴重。針對上述問題，文中優(yōu)選出三種隔板方案，進行發(fā)動機內(nèi)流場仿真，分析隔板開孔型式、位置以及面積對燃氣流動的影響，為隔板優(yōu)化設計提供參考。

1 技術方案

文中研究的脈沖發(fā)動機由3個裝藥殼體、3個點火器、兩個隔板以及頂蓋組合、噴管組合等組成，各脈沖裝藥之間用隔板隔開，獨立點火，結(jié)構方案見圖1。為了研究隔板開孔型式、位置、面積對燃氣流動、絕熱燒蝕的影響，通過結(jié)構方案篩選，優(yōu)選出圖2所示A、B、C三種方案隔板進行仿真分析，其開孔通氣面積比SA∶SB∶SC=1.05∶1∶1.2。

圖1 脈沖發(fā)動機結(jié)構示意圖

圖2 數(shù)值仿真隔板方案

2 計算模型

2.1 假設條件

針對該脈沖發(fā)動機，對其流場數(shù)值計算作如下假設:

1）燃氣均為理想氣體，服從理想氣體狀態(tài)方程，且比熱不變;

2）推進劑的燃燒瞬時完成、完全反應，在流動過程中，均不再發(fā)生化學反應，燃氣物理性質(zhì)均勻。

2.2 控制方程與湍流模型

選擇雷諾平均可壓縮N-S方程作為數(shù)值計算控制方程，湍流模型選擇標準的k-ε兩方程模型，應用標準壁面函數(shù)計及壁面效應。

2.3 邊界條件

一脈沖工作時，隔板對流場沒有影響，不予考慮。二、三脈沖工作時，根據(jù)流場對稱特性，對流場計算區(qū)域進行簡化，如圖3所示。

圖3 仿真模型及邊界條件

圖3中的邊界條件如下:

a）質(zhì)量入口邊界

質(zhì)量流率 9.2 kg·s－1，總壓 11.0 MPa，總溫 3 500 K。

b）壁面邊界

無速度滑移、絕熱壁面邊界，采用標準壁面函數(shù)處理。

c）對稱面邊界

沿對稱面法向速度為零，各物理量在對稱面上的梯度為零，與對稱面相鄰的所有點的壓強、密度、溫度、速度等值直接賦予對稱面上各點。

d）出口邊界

對于文中的計算模型，出口速度為超音速，采用壓力外推確定。

2.4 計算網(wǎng)格

采用六面體網(wǎng)格，對網(wǎng)格的質(zhì)量及數(shù)量進行控制，隔板及壁面附近網(wǎng)格加密，計算網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 計算模型網(wǎng)格劃分

3 仿真結(jié)果與分析

3.1 仿真結(jié)果

三種隔板發(fā)動機流場仿真計算結(jié)果如圖5～圖7。

速度等值線圖顯示，燃燒室內(nèi)亞音速燃氣在隔板前收斂加速并于隔板開孔處達到最大，流過開孔后，在隔板背壁區(qū)形成渦流，壓迫燃氣偏向發(fā)動機軸線，之后流動趨于平穩(wěn)。在噴管內(nèi)，燃氣經(jīng)加速以超聲速流出發(fā)動機。

三種隔板狀態(tài)下，燃氣流動趨勢基本一致。三脈沖工作時，前后兩個隔板附近流動特性一致，且與二脈沖工作時相同。

圖5 二脈沖工作時速度等值線圖

3.2 隔板開孔型式對燃燒室熱防護的影響

速度矢量圖8顯示，A隔板下游，背壁區(qū)域渦流強，軸線附近弱，渦流回流位置，燃氣直接沖刷殼體絕熱層，是造成燒蝕的主要原因。

圖6 三脈沖工作時速度等值線圖

圖7 隔板下游沿燃燒室壁面速度隨位置變化曲線

B、C隔板下游，仿真結(jié)果與A隔板類似，但是，由于燃燒室外圓處開孔面積大，背壁區(qū)壁面附近渦流弱，而軸線處渦流比A隔板強，致使燃氣流與壁面交匯位置距離隔板更近，且燃氣流速更高，導致燃燒室絕熱層燒蝕更嚴重。

仿真云圖測量顯示，A隔板下游150 mm，B、C隔板下游100 mm，絕熱層燒蝕最嚴重。發(fā)動機試車后，測量A隔板下游殼體絕熱層剩余厚度δ（mm），將其與仿真結(jié)果對比，見圖9。從圖上可以看出，絕熱層燒蝕最嚴重的位置在距A隔板下游142 mm附近，仿真計算結(jié)果與試驗結(jié)果符合較好。

試驗結(jié)果表明，A隔板導致燃燒室絕熱層燒蝕最輕，其次是C隔板，B隔板燒蝕最嚴重。對比三種隔板開孔型式，開孔位置越集中于軸線，開孔面積分布越均勻，燃燒室絕熱層燒蝕越輕。

圖8 隔板下游局部速度矢量圖

圖9 A隔板仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比

3.3 隔板開孔型式、開孔面積對隔板熱防護的影響

推進劑燃燒后，凝相微粒含量高達30%，燃氣流過隔板開孔時，造成隔板熱防護層沖刷和燒蝕。

根據(jù)一維等熵流理論，隔板總開孔面積越小，燃氣流速越高，隔板沖刷燒蝕越嚴重。將三種隔板的開孔尺寸列表對比，見表1，表中顯示，A、B隔板開孔面積相當，A隔板面積稍大。理論上A、B隔板絕熱層燒蝕應基本相當，但是對比速度云圖（圖5、圖6）卻發(fā)現(xiàn)，A隔板開孔處的最大流速大于B隔板，這就意味著A隔板絕熱層燒蝕更嚴重;試車結(jié)果顯示，A隔板開孔處熱防護層燒蝕率比B隔板高30%以上。這表明，開孔處的燃氣流速不僅與總開孔面積大小相關，還與隔板開孔面積與開孔周長之比相關。

表1 隔板開孔尺寸對比

對比三種隔板，總開孔面積一定的情況下，平均單個開孔面積越大，隔板絕熱層燒蝕越輕。在考慮隔板的燒蝕時，需綜合分析，盡量選擇單個開孔面積大、開孔數(shù)量少的隔板型式。

3.4 隔板開孔面積對總壓的影響

總壓損失將導致發(fā)動機效率降低，性能下降，燃氣在燃燒室內(nèi)流動過程中，受隔板影響，流道截面劇烈變化，燃氣流動紊亂，造成總壓損失。表2中仿真結(jié)果顯示，燃氣經(jīng)過隔板一次，總壓損失0.3～0.5 MPa，這與 A隔板試驗測得的 0.4 MPa損失基本一致。

表2 隔板前后仿真、試驗壓強差值

隔板附近的燃氣流速越高，渦流越強，總壓損失也就越多，不同隔板總壓損失對比表明，隔板總開孔面積越大，總壓損失越小。喉部面積一定時，在保證隔板強度的前提下，應盡可能增大隔板上的總開孔面積，以減小總壓損失。

4 結(jié)論

通過脈沖發(fā)動機內(nèi)流場仿真分析，得出以下結(jié)論:

1）隔板開孔型式、面積對燃燒室絕熱層燒蝕影響較大，為了減輕燒蝕，隔板上的開孔應盡量集中于發(fā)動機軸線，面積分布盡量均勻。

2）隔板絕熱層燒蝕不僅與隔板總開孔面積相關，還與隔板開孔面積和開孔周長之比相關，開孔型式選擇時，應盡量選擇平均單個開孔面積大、數(shù)量少的開孔型式。

3）隔板總開孔面積影響燃氣流過隔板的總壓損失，開孔面積越大，總壓損失越小。噴管喉部面積一定時，保證隔板強度的前提下，盡量增大開孔面積。

［1］Harold Dahl，Barry Jones.Demonstration of solid propellant pulsemotor technologies，AIAA 96 －3157［R］.1996.

［2］李江，肖育民，何國強，等.雙脈沖固體火箭發(fā)動機二次點火內(nèi)視研究［J］.推進技術，1998，19（3）:61－64.

［3］朱光辰，胡克嫻，王春利，等.一種雙脈沖發(fā)動機的技術研究［J］.航空動力學報，1996，11（4）:365－368.

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