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    微型固體脈沖推力器工作過程參數(shù)影響分析

    2015-11-15 05:13:18李記威李世鵬商慧增職世君
    航空兵器 2015年5期
    關(guān)鍵詞:燃面推力器算例

    李記威,李世鵬,商慧增,職世君

    (1.中國空空導(dǎo)彈研究院,河南 洛陽 471009;2.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院,北京 100081)

    0 引 言

    固體短脈沖推力器具有結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、機動性好、響應(yīng)快、成本低的特點,可以很好實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制和變軌控制。但是測量推力器的工作過程數(shù)據(jù)存在一定的困難,測量參數(shù)較少,而內(nèi)彈道模擬能夠直觀地反映推力器內(nèi)彈道性能參數(shù),對推力器的設(shè)計和試驗都有重要意義。

    文獻[1-5]利用CFD 軟件的動網(wǎng)格技術(shù)分別模擬了固體火箭發(fā)動機的整個內(nèi)彈道過程,并與試驗結(jié)果進行了對比分析。動網(wǎng)格技術(shù)的主要突破是更加直觀地預(yù)示推進劑燃面移動過程,動態(tài)地更新燃面,使得仿真過程更加接近發(fā)動機工作過程。文獻[1]和文獻[5]分別建立了三維點火模型,對點火過程不同參數(shù)進行了模擬分析。文獻[1]指出隨著點火藥量的增加,推進劑表面溫度的上升速率也隨之增大,大的點火藥量對應(yīng)著短的點火延遲時間,但當(dāng)點火藥量增加到某一量級后,再增加點火藥量將不能明顯縮短點火延遲時間。微型脈沖推力器初始壓力對點火藥量非常敏感,點火藥量的微小改變會造成初始壓力的明顯變化。

    本文以單臺發(fā)動機為研究對象,建立了脈沖推力器內(nèi)彈道全過程數(shù)值仿真模型,對點火藥量和噴管打開控制壓力對內(nèi)彈道的參數(shù)影響做了計算分析,并對殼體耦合傳熱與推力器性能的關(guān)系做了分析。

    1 結(jié)構(gòu)模型與網(wǎng)格劃分

    本文計算所用的結(jié)構(gòu)簡圖如圖1 所示,從左到右依次是點火器、燃燒室殼體和噴管組件,裝藥形式采用自由裝填管形藥。

    圖1 推力器內(nèi)流場及殼體計算簡化結(jié)構(gòu)圖

    計算中,主裝藥兩端的平面為滑移界面,主裝藥的內(nèi)外燃面可以沿圖1 中兩個滑移界面做徑向移動。

    推力器內(nèi)彈道模型的網(wǎng)格分布如圖2 所示,劃分的網(wǎng)格總的單元數(shù)為49 880個,節(jié)點數(shù)為51 449,由于整個發(fā)動機裝藥為管形藥,內(nèi)流場形狀比較復(fù)雜,因此在流場壓力梯度變化劇烈的地方,適當(dāng)加密網(wǎng)格。

    圖2 推力器網(wǎng)格劃分

    2 數(shù)值模型、計算條件與流程

    2.1 湍流模型

    固體火箭發(fā)動機工作過程中的燃氣流動大都呈湍流。描述湍流的模型有零方程模型、一方程模型及k-ε 雙方程模型,固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場廣泛應(yīng)用k-ε 雙方程模型,并得到了較好的仿真效果[6],本文選擇k-ε 雙方程模型對推力器內(nèi)流場湍流進行了模擬。

    2.2 假設(shè)條件

    本文建立的模型基于以下假設(shè):

    (1)整個裝藥的內(nèi)外燃面在指定的時刻同時點燃;

    (2)裝藥成分均勻,燃燒表面各點的條件相同;

    (3)內(nèi)外燃面符合平行層燃燒規(guī)律;

    (4)燃面燃區(qū)是一個很薄的層;

    (5)裝藥燃燒生成的工質(zhì)為單一定溫的理想氣體。

    部分參數(shù)由推進劑研制單位提供,部分參數(shù)根據(jù)平衡流熱力計算得到,如表1 所示,燃速系數(shù)a 和燃速壓強指數(shù)n 根據(jù)推進劑實驗數(shù)據(jù)燃速辨識得到。點火器工作時間以及裝藥開始燃燒時刻參考文獻[5]和文獻[7]。

    表1 計算中使用的主要特性參數(shù)

    2.3 邊界條件

    本文把點火藥開始噴射高溫燃氣,即點火藥的引燃,作為開始時刻,點火器入口采用質(zhì)量入口邊界條件,模擬點火器高溫燃氣噴射過程,采用Fluent 軟件的UDF 功能,通過C 語言編程,實現(xiàn)了點火器質(zhì)量流率隨時間按照指定曲線變化。

    裝藥內(nèi)外燃面也采用質(zhì)量入口,裝藥燃面的移動速度為

    質(zhì)量流率為

    式中:ρ,a,n 都為已知常數(shù),其中a 和n 為試驗測得,見表1;p 為燃面附近的壓力,該壓力為仿真計算過程中該時間步的實時采集壓力。點火器工作停止時刻為1 ms,點火藥量分10 mg,20 mg,30 mg 三種情況計算,這里分別稱為算例A、算例B、算例C。推力器殼體內(nèi)壁設(shè)為耦合邊界條件,殼體外壁為絕熱邊界條件。

    2.4 計算流程

    模型假設(shè)在0.1 ms[5,7]時刻主裝藥內(nèi)外燃面同時點燃,管形藥柱燃面按照平行層方式推移燃燒。模型假設(shè)當(dāng)裝藥厚度小于0.05 mm 時,裝藥燃燒完畢,推力器進入拖尾段,直至推力器內(nèi)部壓強與外界環(huán)境壓強基本相同時,內(nèi)彈道仿真結(jié)束,其計算過程如圖3 所示。

    圖3 計算流程

    3 計算結(jié)果與分析

    3.1 點火藥量對內(nèi)彈道結(jié)果的影響

    點火藥量對推力器內(nèi)彈道曲線有較大影響。本文分別對三種點火藥量下推力器內(nèi)彈道過程進行了模擬,算例A,B 和C 的點火器質(zhì)量流率如圖4 所示進行設(shè)定。

    圖4 三種點火藥量的質(zhì)量流率與時間的函數(shù)關(guān)系

    三種不同點火藥量的內(nèi)彈道模擬結(jié)果如圖5所示,在點火期間,點火藥量會對推力器初始壓強有很大影響。比如在0.9 ms,算例A 的燃燒室壓強為37.11 MPa,算例C 的燃燒室壓強為56. 65 MPa,二者相差近20 MPa。算例A 的燃燒室充填期tig3A=0.8 ms,而算例C 的燃燒室充填期僅為tig3C=0.35 ms,適當(dāng)加大點火藥量可以較大地縮短燃燒室充填期。

    圖5 燃燒室壓力

    從圖5 可以看出,裝藥的燃燒時間在6 ms 左右,點火藥量越大,裝藥燃燒時間越短,但是相對于整個燃速時間來說,點火藥量對裝藥燃燒時間的影響很小。

    3.2 殼體導(dǎo)熱性對推力器性能的影響

    與常規(guī)固體火箭發(fā)動機相比,微型推力器的傳熱有所不同。隨著發(fā)動機面容比的增加,發(fā)動機殼體的熱損失將有所上升[8],因此有必要對推力器殼體傳熱進行建模分析,以得到殼體傳熱對推力器性能的影響。

    高溫燃氣與推力器殼體熱量交換通過熱對流和熱傳導(dǎo)兩種方式進行,本文采用耦合傳熱算法,模擬了推力器工作過程一維非穩(wěn)態(tài)傳熱。

    推力器殼體內(nèi)壁與內(nèi)流場耦合傳熱計算得到在不同時刻的溫度分布云圖如圖6 ~7 所示。圖6中,燃燒室殼體在5.05 ms 的平均溫度已經(jīng)達到330 ℃,內(nèi)壁溫度為450 ℃,而鋁合金溫度上升到150 ~200 ℃時,強度將明顯下降,此時推力器有殼體失效的可能。圖7 中,燃燒室殼體在12.05 ms的平均溫度已達到了430 ℃,因此有必要對推力器殼體內(nèi)壁采取隔熱措施,以減少對艙體熱影響。

    圖6 推力器5.05 ms 時刻溫度云圖

    圖7 推力器12.05 ms 時刻溫度云圖

    為了研究耦合傳熱所帶來的推力和沖量損失,將算例B 殼體內(nèi)壁邊界絕熱進行了計算,這里稱為算例b。算例B 與算例b 內(nèi)彈道參數(shù)對比如圖8所示,各算例的總沖、比沖和最大推力如表1 所示。耦合傳熱將使推力器工作段平均推力下降5%左右,沖量損失2.5%左右。

    圖8 算例B 與算例b 內(nèi)彈道參數(shù)對比

    表2 三種算例的總沖、比沖和最大推力

    3.3 試驗結(jié)果與仿真結(jié)果對比分析

    圖9 固體脈沖推力器仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)

    試車推力與三種算例的推力對比情況如圖9所示。試車結(jié)構(gòu)參數(shù)與仿真結(jié)構(gòu)參數(shù)相同,由圖9可知,推力基本吻合,但是試驗樣機的燃燒時間要比仿真的裝藥燃燒時間短1 ms 左右,產(chǎn)生這種情況的原因可能是實際燃燒規(guī)律與模型中假設(shè)的燃燒有差異。模型中假設(shè)推力器內(nèi)外燃面同時平行推移,而在實際點火過程中,裝藥溫度分布有較大差異,這可能是仿真結(jié)果和試驗結(jié)果產(chǎn)生偏差的一個原因。

    4 結(jié) 論

    本文主要對脈沖推力器內(nèi)彈道全過程進行了仿真。仿真過程利用移動網(wǎng)格模型,模擬裝藥燃面推移過程,得到了整個內(nèi)彈道過程重要性能參數(shù)。點火藥量對推力器初始壓力具有較大影響,點火藥量過大會造成燃燒室產(chǎn)生很高的壓強增量,這會對裝藥結(jié)構(gòu)完整性和推力器殼體強度造成不利影響。脈沖推力器的工作過程具有瞬態(tài)性強和高耦合性的特點,本文將推力器殼體絕熱和導(dǎo)熱兩種計算結(jié)果進行了對比分析,指出耦合傳熱將使推力器工作段平均推力損失5%,沖量損失2.5%左右。最后,將仿真結(jié)果和試驗測試結(jié)果進行了對比分析。

    [1]侯妮娜,陳秀文,周海清,等. 微型固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道的數(shù)值模擬[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2006,26(1):236-241.

    [2]林鴻,楊月誠,強洪夫,等. 基于燃面推移的某型固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場數(shù)值仿真[C]//中國宇航學(xué)會2005年固體火箭推進第22 屆年會論文集,2005.

    [3]王志健,杜佳佳. 動網(wǎng)格在固體火箭發(fā)動機非穩(wěn)態(tài)工作工程中的應(yīng)用[J]. 固體火箭技術(shù),2008,31(4):350-353.

    [4]謝麗寬,馬拯,俞紅博,等. 基于燃面推移的內(nèi)流場數(shù)值仿真[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2007,27(3):179-182.

    [5]周海清. 脈沖推力器點火過程數(shù)值模擬及尾焰檢測技術(shù)研究[D]. 北京:北京理工大學(xué),2005.

    [6]陶文銓. 傳熱與流動問題的多尺度數(shù)值模擬:方法與應(yīng)用[M]. 北京:科學(xué)出版社,2009.

    [7]王志新,李國新,蔣新廣,等. 點火燃氣流量特性對短脈沖推力器點火過程影響數(shù)值分析[J]. 固體火箭技術(shù),2009,32(2):159-162.

    [8]Zhang K L,Chou S K,Ang S S. Performance Prediction of a Novel Solid-Propellant Microthruster[J]. Journal of Propulsion and Power,2006,22(1):56-63.

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