三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程研究

白濤濤,孫振華,2,張澤遠(yuǎn),2

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

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三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程研究

白濤濤1,孫振華1,2,張澤遠(yuǎn)1,2

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

為了對復(fù)雜三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程進(jìn)行深入研究,基于FLUENT軟件的UDF模塊,進(jìn)行了三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程的數(shù)值計算,并與實驗結(jié)果進(jìn)行了對比,結(jié)果表明:星型段的點(diǎn)火相對圓管段存在一定點(diǎn)火滯后;采用純六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格結(jié)合彈性光順法、動態(tài)分層法及局部網(wǎng)格重構(gòu)法可以實現(xiàn)近似的三維雙燃速裝藥燃面推移過程計算，但仍需在非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格結(jié)合局部重構(gòu)法方面進(jìn)行深入研究；總的來說,仿真結(jié)果與實驗結(jié)果符合較好。

固體火箭發(fā)動機(jī);三維裝藥;雙燃速;動網(wǎng)格;工作過程

0 引言

目前固體發(fā)動機(jī)的藥型設(shè)計越來越復(fù)雜,增加了研究人員對固體發(fā)動機(jī)裝藥點(diǎn)火和燃燒過程的研究難度,而國內(nèi)大多數(shù)研究人員主要針對圓管裝藥[1,6-7]、端面裝藥[2]、等截面星型裝藥[3-5]等簡單藥型進(jìn)行研究;國外如美國伊利諾伊州立大學(xué)先進(jìn)火箭發(fā)動機(jī)仿真中心[8-10]在復(fù)雜藥型工作過程計算方面做了大量工作,其開發(fā)的Rocstar系列仿真軟件功能強(qiáng)大,計算精度也較高,但是需要巨量的計算資源,并且耗時漫長,缺點(diǎn)十分明顯。綜合以上研究人員的研究成果可以發(fā)現(xiàn),目前國內(nèi)對采用三維雙燃速裝藥的固體火箭發(fā)動機(jī)工作過程進(jìn)行研究的報道尚不多見,因此對三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)的工作過程進(jìn)行動態(tài)仿真研究有很大的必要性。

文中采用FULENT軟件UDF二次開發(fā)工具對三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火及燃面退移工作過程進(jìn)行仿真計算,并與實驗結(jié)果進(jìn)行了對比分析,證明了計算方法的可靠性和仿真計算結(jié)果的正確性。

1 數(shù)學(xué)物理模型

1.1 基本假設(shè)

固體發(fā)動機(jī)的工作過程異常復(fù)雜，為便于計算，在計算時做出如下簡化：

1)燃?xì)鉃槔硐霘怏w，并且不考慮輻射換熱；

2)不考慮藥柱的侵蝕燃燒效應(yīng)；

3)在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火階段，燃燒室自由容積不變。

1.2 控制方程

計算中采用平均守恒形式的三維Navier-Stokes方程。采用S-A一方程湍流模型,對該湍流模型采取有限體積法進(jìn)行數(shù)值求解。

其中:U=(ρ,ρux,ρuy,ρuz,ρe)T;E、F和G為矢通量;Ev、Fv和Gv為粘性通量;Q為源項。

1.3 網(wǎng)格劃分

計算采用圓管+圓臺+星型的三維裝藥,其中星型部分為高燃速裝藥,而圓管+圓臺部分為低燃速裝藥,計算網(wǎng)格為純六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,初始網(wǎng)格總數(shù)為30萬,具體網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 計算模型與網(wǎng)格

1.4 邊界條件

模型的邊界條件主要有:燃面邊界、固體壁面邊界和壓強(qiáng)出口邊界。

1)燃面邊界:高燃速(一級)裝藥燃速為r=7.891P0.27,低燃速(二級)裝藥燃速為r=5.24P0.27;

2)固體壁面邊界:固體壁面為絕熱無滑移壁面邊界;

3)噴管出口邊界:在堵蓋打開前為絕勢無滑移壁面邊界，堵蓋打開后為壓強(qiáng)出口邊界。

1.5 動態(tài)燃面退移與網(wǎng)格更新

動網(wǎng)格的控制方程:

式中:φ為待求變量;u為流體速度矢量;ug為便捷網(wǎng)格速度矢量;Γ為擴(kuò)散系數(shù);Sφ為源項;?V為有限容積的邊界。

在網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)運(yùn)動過程中,網(wǎng)格的動態(tài)更新采用彈性光順法、動態(tài)分層法及局部網(wǎng)格重構(gòu)法結(jié)合來實現(xiàn),在數(shù)值計算時采用UDF中的DEFINE_GRID_MOTION宏來實現(xiàn)。

1.6 計算流程

圖2為三維雙燃速裝藥發(fā)動機(jī)工作過程的計算流程圖。整個計算流程由點(diǎn)火和燃面推移兩部分組成，其中圖2中左邊部分為點(diǎn)火過程，而圖2中右半部分為燃燒過程。兩部分均采用FLUENT提供的自定義方程實現(xiàn)。

圖2 三維雙燃速裝藥發(fā)動機(jī)工作過程計算流程圖

2 計算結(jié)果與分析

2.1 點(diǎn)火過程

圖3為點(diǎn)火過程中發(fā)動機(jī)內(nèi)部溫度變化圖。由圖可見，從2.8 ms開始所有燃面已經(jīng)完全點(diǎn)燃,點(diǎn)火過程從火焰?zhèn)鞑テ谶M(jìn)入燃?xì)馓畛淦?燃?xì)馓畛涠喂渤掷m(xù)了10.2 ms,整個點(diǎn)火過程共持續(xù)了13 ms；另外整個三維裝藥點(diǎn)燃過程中，圓管段由于最靠近點(diǎn)火源，因此也最先被點(diǎn)燃，而星型段由于結(jié)構(gòu)較復(fù)雜且離點(diǎn)火源的距離相對較遠(yuǎn)，所以要晚于圓管段點(diǎn)燃。

圖3 點(diǎn)火過程中發(fā)動機(jī)內(nèi)部溫度變化

2.2 燃面退移過程

圖4為發(fā)動機(jī)工作過程中燃面的變化過程。由圖可見,燃面按照平行層退移的方式逐層向外燃燒,裝藥的星型段(高燃速段)首先燃燒完畢,隨后圓管段+圓臺段(低燃速段)才逐漸燃燒完畢,整個過程共持續(xù)了6.28 s,在星型段燃面推移過程中發(fā)現(xiàn)，星根區(qū)域的燃面拓?fù)浒l(fā)生變化時，僅僅采用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)絡(luò)結(jié)合彈性光順、動態(tài)分層及局部網(wǎng)格重構(gòu)法無法實現(xiàn)真正的燃面推移過程，因此只能在星根區(qū)域仍然保留該區(qū)域微小的拓?fù)涮卣?，做近似的平行層推移計算，在后續(xù)的研究中需要開展四面體非結(jié)構(gòu)風(fēng)格結(jié)合局部網(wǎng)格重構(gòu)的方法進(jìn)行燃面推移計算，保證最大限度的模擬裝藥燃面推移過程。

圖4 燃面退移過程

2.3 內(nèi)彈道曲線

圖5為燃燒室頭部無量綱壓強(qiáng)-時間曲線與實驗值的對比。從整體上來看,仿真計算得到的發(fā)動機(jī)頭部壓強(qiáng)與實驗結(jié)果符合較好,但是點(diǎn)火壓強(qiáng)峰與實驗得到的結(jié)果相比存在約15%的誤差,

這是由于計算過程中忽略了侵蝕燃燒的影響造成的;計算得到的發(fā)動機(jī)總工作時間與實驗數(shù)據(jù)相比也存在約13%的誤差,這是由于計算采用的靜態(tài)燃速要小于實際動態(tài)燃速,因此計算得到的裝藥燃燒時間也就相對偏長。

圖5 發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道曲線

3 結(jié)論

通過對某三維雙燃速裝藥固體火箭發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火和燃面退移過程進(jìn)行數(shù)值計算,并與實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比,得出如下相關(guān)結(jié)論:

1)整個點(diǎn)火過程只耗費(fèi)了13 ms，并且圓管段要早于星型段點(diǎn)火;

2)采用六面體純結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格結(jié)合彈性光順、動態(tài)分層法和局部網(wǎng)格重構(gòu)法僅能近似描述復(fù)雜三維裝藥的燃面推移過程，后續(xù)研究仍需在四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格結(jié)合局部網(wǎng)格重構(gòu)法方面進(jìn)行深入研究;

3)總的來說,仿真計算結(jié)果與實驗結(jié)果符合較好,表明文中的計算方法合理、仿真結(jié)果正確。

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Study of Work Process in Three-dimension Dual-burning Rate Grain Solid Rocket Motor

BAI Taotao1,SUN Zhenhua1,2,ZHANG Zeyuan1,2

(1 China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China; 2 Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Airborne Guided Weapons, Henan Luoyang 471009, China)

In order to study work process of three-dimensional dual-burning rate grain solid rocket motor, simulation was made based on UDF of FLUENT and compared with the results of experiment. The results show that there is a lag in the tube section in the flame propagation of ignition, comparing with the star section of the grain. We can carry out the shift of three-dimension dual-burning rate grain by integrating structured mesh with smoothing methods, dynamic layering and local emeshing approximately. However, a further investigation should be holding in the area of unstructured mesh and local emeshing. As a whole, the calculated results compare favorably with experimental data.

solid rocket motor; three-dimensional grain; dual-burning rate; dynamic mesh; work process

2014-12-03

白濤濤(1983-),男,河南洛陽人,工程師,碩士研究生,研究方向:火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計與仿真。

V435

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