微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)噴流數(shù)值仿真*

張 涵,吳 達(dá),王旭東,汪汝根

(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安 710051)

微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)噴流數(shù)值仿真*

張 涵,吳 達(dá),王旭東,汪汝根

(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安 710051)

針對不同工況條件下的微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)噴流外流場進(jìn)行兩相流條件仿真研究,除了對不同導(dǎo)彈攻角條件下的兩相流進(jìn)行分析,還探究了彈體表面參數(shù)受顆粒的影響情況。研究結(jié)果表明:在同一顆粒質(zhì)量分?jǐn)?shù)條件下,顆粒直徑越小,對噴流的控制效果產(chǎn)生消極影響越大;在兩相流情況下,顆粒相對干擾流場的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了較大影響,顆粒相對噴流的控制效果起消極作用;導(dǎo)彈處于正攻角時(shí),有利于噴流控制作用,攻角越大,控制效果越好。

兩相流;數(shù)值模擬;側(cè)噴流

0 引言

在姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值模擬研究中,對側(cè)噴流的研究分析是一項(xiàng)重要的工作[1-2]。側(cè)噴流的流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜,對噴流參數(shù)和來流參數(shù)的變化十分敏感。因此受到很多研究者關(guān)注,Graham M通過對其進(jìn)行側(cè)向噴流干擾流場的數(shù)值仿真,研究表明側(cè)噴流的相關(guān)特性受飛行器頭部形狀的影響不大[3]。Weston P針對噴射出口為圓形和矩形的結(jié)構(gòu),研究了不同工況下各結(jié)構(gòu)的側(cè)向噴流的干擾流場特性,為射流噴管出口的幾何形狀選擇提供了理論依據(jù)[4]。Barber M分析了平板物體上的圓形和楔形噴口的側(cè)向噴流流場,研究表明:噴流出口形狀對飛行器表面物面壓強(qiáng)分布的影響較大[5]。周偉江等人對其在不同攻角下的氣動(dòng)特性及流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究,認(rèn)為在不同的攻角狀態(tài)下側(cè)向噴流干擾流場的旋渦和分離特性存在非常大的區(qū)別,干擾流場的氣動(dòng)力變化規(guī)律也不同[6]。楊彥廣等人建立了側(cè)向噴流的干擾流場模型,分析了側(cè)向噴流在工作初始段和終止段時(shí)刻的流場結(jié)構(gòu)形狀和氣動(dòng)力系數(shù)的變化過程[7]。文中以微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的側(cè)噴流外流場為研究對象,建立相應(yīng)的物理模型和數(shù)學(xué)模型,探究彈體表面參數(shù)受顆粒的影響情況以及對粒子在不同導(dǎo)彈攻角條件下的兩相流進(jìn)行分析。

1 物理和數(shù)學(xué)模型

1.1 物理模型簡化

本章的物理模型為微型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴管所影響的外流場區(qū)域。

圖1 導(dǎo)彈及側(cè)噴流的物理簡化模型

圖1為微型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)在導(dǎo)彈上分布的示意圖。取彈體直徑大小為特征長度D,導(dǎo)彈圓錐段長大約為2.85D,微型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的噴射口位置距離導(dǎo)彈尖端約為4.25D。

1.2 計(jì)算區(qū)域與網(wǎng)格劃分

圖2為導(dǎo)彈及側(cè)噴流建立的相應(yīng)流場區(qū)域,計(jì)算區(qū)域忽略了導(dǎo)彈尾翼,以彈體直徑D為單位,D=40 mm,頭錐長2.85D,噴口距離導(dǎo)彈頭錐頂端為4.25D,噴口直徑為0.05D,彈體壁面向上延伸4D大小建立外流場區(qū)域,依據(jù)此尺寸圖分區(qū)建立網(wǎng)格。

計(jì)算的網(wǎng)格為三維模型,計(jì)算網(wǎng)格使用與Fluent配套的Gambit生成。由于側(cè)噴流附近的外流場特性十分復(fù)雜,包含眾多復(fù)雜的激波結(jié)構(gòu),對網(wǎng)格進(jìn)行分區(qū)劃分,并在噴流位置和貼體位置進(jìn)行了加密處理,采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,網(wǎng)格總數(shù)大約為110萬個(gè),圖3為計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格示意圖。

圖2 計(jì)算區(qū)域尺寸圖

1.3 邊界條件

采用歐拉拉格朗日兩相流模型進(jìn)行氣-固兩相流條件下的仿真模擬,使用隨機(jī)顆粒軌道模型進(jìn)行粒子的追蹤[8-9]。來流Ma∞取1.5,來流溫度為300 K,噴流入口總壓為20 MPa,溫度為3 000 K。

1)自由來流條件:采用壓力入口條件,確定來流的總壓P∞、Ma∞和溫度T∞,壓力遠(yuǎn)場邊界速度采用來流值,出口采用壓力出口,由于流動(dòng)出口是超音速,各參數(shù)按二階外推得到。規(guī)定導(dǎo)彈的攻角為α。

2)噴流邊界條件:在噴管入口處,取入口處每個(gè)網(wǎng)格邊的中點(diǎn)作為粒子的加入點(diǎn)。粒的初始速度、溫度及入射角和氣相相同,粒子與壁面發(fā)生的碰撞為完全彈性碰撞。確定噴流的總壓Pj、Maj、噴流溫度Tj、噴流與自由來流入口壓強(qiáng)比Pj/P∞。顆粒密度ρ=4 004.62 kg/m3,顆粒比熱容Cp=1 380 J/( kg·K)[10],顆?？倻貫? 000 K,不考慮顆粒的化學(xué)反應(yīng),不考慮粒子的破碎沉積特性,只考慮相間阻力。顆粒直徑范圍為1～5 μm。

圖3 計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格示意圖

3)物面邊界條件:壁面為絕熱壁,并采用無滑移邊界條件。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 兩相流條件下側(cè)噴流干擾流場分析

圖4 不同直徑顆粒條件下彈體壁面上壓強(qiáng)云圖

從圖4也可以看出,不同直徑顆粒下噴流上游的高壓區(qū)差別不大,純氣相條件下噴口中心有圓形高壓區(qū),噴流下游在彈體壁面上的影響范圍最小,在直徑為1 μm、10 μm、30 μm、50 μm條件下的下游低壓區(qū)變大,在直徑為1 μm處的影響面積最大,這種增大的趨勢隨著直徑的增大而減弱。在50 μm條件下低壓區(qū)影響范圍已經(jīng)接近純氣相條件。這是由于小尺寸直徑的顆粒與燃?xì)獾慕佑|面積很大,阻礙了燃?xì)鈮簭?qiáng)的正常釋放,而大尺寸顆粒雖然慣性更大,但對燃?xì)庥绊懽饔媒档?對燃?xì)獾淖璧K作用不如小尺寸顆粒明顯。噴流的低壓區(qū)對噴流控制效果起有害作用,可見顆粒相的加入使得噴流的控制作用減弱,在進(jìn)行相關(guān)設(shè)計(jì)中應(yīng)考慮顆粒相造成的影響。2.2 兩相流條件下噴流包裹作用分析

圖5 X軸0.168 m截面處壓強(qiáng)云圖

由圖5可知,純氣相和含顆粒相條件下的X軸截面壓強(qiáng)云圖存在較大差異,主要表現(xiàn)為顆粒相條件下的誘導(dǎo)激波高壓區(qū)面積減小了,或者說誘導(dǎo)激波區(qū)的壓強(qiáng)在數(shù)值上降低了;兩類條件在彈體上造成的壓強(qiáng)不均勻分布特性相差不大。各顆粒條件下的壓強(qiáng)云圖隨著直徑的不同而變化,在直徑為1 μm條件下,噴流激波在外流場中的影響區(qū)域變大,噴流造成的低壓區(qū)域有所減少,隨著顆粒直徑的增加,噴流激波的影響區(qū)域有所減少,在直徑為50 μm時(shí),其激波影響在外流場的影響區(qū)域范圍與純氣相條件下幾乎無差別。誘導(dǎo)激波區(qū)域下方的低壓區(qū)面積逐漸增大,但始終小于純氣相條件下的低壓區(qū)域面積。分析造成這些現(xiàn)象的原因,不難得出,小直徑顆粒的慣性小,數(shù)量大,對氣相的影響作用更強(qiáng)烈,阻礙了氣體壓強(qiáng)的正常釋放;直徑大的顆粒,慣性大,相對而言數(shù)量少,對氣相的影響作用反而更小,導(dǎo)致大直徑顆粒對氣相的影響類似于純氣相條件。

圖6列舉了不同顆粒條件下X軸截面上的馬赫數(shù)分布云圖,可知加入顆粒之后,截面的馬赫數(shù)云圖變化較大。在直徑為1 μm條件下時(shí),外流場受噴流影響的區(qū)域最大,噴流出口的高馬赫數(shù)區(qū)域被劃分成小區(qū)域的兩部分,位于噴口兩側(cè);在直徑為5 μm和10 μm條件下時(shí),兩部分獨(dú)立的高馬赫數(shù)區(qū)域面積增大,噴口的出口馬赫數(shù)也相應(yīng)地增大;隨著顆粒直徑的進(jìn)一步增加,兩側(cè)的高馬赫數(shù)區(qū)域進(jìn)一步增大,逐漸連為一體,噴口出口的馬赫數(shù)也相應(yīng)地增加,在直徑為50 μm時(shí),其馬赫數(shù)分布云圖類似于純氣相條件下的馬赫數(shù)云圖。這也說明了尺寸小的顆粒對氣體的影響更大,更容易造成“速度滯后”的現(xiàn)象,而大尺寸顆粒對氣體的影響作用反而有限,對氣體馬赫數(shù)的減小作用小。

圖6 X軸0.168 m截面處馬赫數(shù)云圖

從圖7可以看出,噴流的作用已經(jīng)影響到了90°測壓線附近,0°測壓線的曲線變化最為劇烈,大約在X=0.165 m處出現(xiàn)了脈沖型的高壓,曲線圖中顆粒直徑為1 μm的曲線壓強(qiáng)峰值最大,純氣相的壓強(qiáng)峰值最小,這也說明了小尺寸顆粒對氣體的壓強(qiáng)釋放無益,導(dǎo)致“壓強(qiáng)滯后”現(xiàn)象最為明顯。30°、60°和90°測壓線上的壓強(qiáng)值明顯降低,曲線相對而言越來越趨于平滑,在噴流截面處存在一個(gè)壓強(qiáng)高峰,沿彈體尾部方向出現(xiàn)一個(gè)相對低壓區(qū)域,之后又出現(xiàn)一個(gè)壓強(qiáng)回升。由圖可見噴流對彈體側(cè)面的影響作用越來越弱,其影響范圍已經(jīng)超過90°測壓線。

圖7 不同測壓線上各直徑顆粒壓強(qiáng)曲線圖

2.3 不同攻角條件下側(cè)向噴流兩相流分析

導(dǎo)彈在被動(dòng)段發(fā)動(dòng)攻擊時(shí),通常會(huì)以不同的攻角進(jìn)行飛行,不同攻角條件下的導(dǎo)彈參數(shù)分布也不一樣。

圖8列舉了在不同攻角條件下顆粒直徑為10 μm的對稱面流場壓強(qiáng)云圖,在負(fù)攻角條件下,噴流側(cè)面屬于迎風(fēng)側(cè),圖8(a)和圖8(b)中的噴流上游高壓分離區(qū)較小,側(cè)噴流的突起高度較低,下游再分離激波的低壓區(qū)面積較大,由于上游高壓區(qū)對噴流的控制起積極作用,而下游低壓區(qū)則起消極作用,所以,負(fù)攻角條件下不利于噴流的控制效果。對比于負(fù)攻角條件,當(dāng)攻角為正時(shí),噴流側(cè)面屬于背風(fēng)區(qū),噴流前的高壓分離區(qū)面積明顯增大,壓強(qiáng)值也相應(yīng)地增加,噴流的突起高度較高,下游的低壓區(qū)面積較小,隨著攻角的增大,這種趨勢越加明顯。背風(fēng)區(qū)有利于噴流的控制效果。

圖8 不同攻角條件下Y軸對稱面上馬赫數(shù)云圖

圖9列舉了在不同攻角條件下對稱面上顆粒直徑為10 μm流場的馬赫數(shù)云圖,各馬赫數(shù)云圖存在較大差距。當(dāng)攻角為負(fù)時(shí),側(cè)噴流面為迎風(fēng)面,相對于正攻角時(shí),整個(gè)外流場的速度較高,噴流對來流的阻礙作用更加顯著,噴流后方的馬赫盤較大,隨著攻角的減小,馬赫盤也變小。當(dāng)攻角為正時(shí),噴流為背風(fēng)面,噴流后上方的高馬赫數(shù)區(qū)域面積逐漸減小,外流場的速度整體減小,噴流對來流的阻礙作用有所減弱。由此也可見迎風(fēng)面噴流對脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的控制作用無益,背風(fēng)面噴流有益于發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流控制效果。

圖10更加直觀地說明了不同攻角條件下彈體壁面上的壓強(qiáng)分布情況,圖中的壓強(qiáng)峰值處為噴口位置,隨著攻角由負(fù)向正的轉(zhuǎn)變,噴口上游的高壓區(qū)壓強(qiáng)值在不斷增加,壓強(qiáng)峰值幾乎無差別,噴流下游的低壓區(qū)壓強(qiáng)值也在逐漸增加。從噴流的控制作用而言,噴流上游高壓區(qū)對噴流有積極作用,下游低壓區(qū)起消極作用,可見,正攻角條件有益于噴流的控制作用,負(fù)攻角條件無益于噴流的控制效果。

圖9 不同攻角條件下Y軸對稱面上壓強(qiáng)云圖

圖10 不同攻角條件下彈體0°測壓線上壓強(qiáng)曲線

3 結(jié)論

文中通過建立微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)外流場干擾流場的物理模型和數(shù)學(xué)模型,對外流場計(jì)算區(qū)域進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分,設(shè)定相應(yīng)邊界條件和初始條件,采用歐拉拉格朗日兩相流模型進(jìn)行氣固兩相流條件下的仿真模擬,使用隨機(jī)顆粒軌道模型進(jìn)行粒子的追蹤。得出以下結(jié)論:

1)在同一顆粒質(zhì)量分?jǐn)?shù)條件下,顆粒直徑越小,隨流性越好,顆粒相分散均勻,外流場區(qū)域中粒子濃度較低,顆粒相與氣相接觸的總面積越大,阻礙氣相的正常膨脹作功程度越明顯,對噴流的控制效果產(chǎn)生更大程度的消極影響;相反,有一定的積極作用。

2)在兩相流情況下,顆粒相對干擾流場的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了較大影響,總體而言對噴流的控制效果起到消極作用。

3)導(dǎo)彈處于負(fù)攻角時(shí),噴流為迎風(fēng)面噴流,干擾流場的影響范圍減小,不利于噴流的控制作用,噴流的控制效果隨著負(fù)攻角度數(shù)的增加而減弱;導(dǎo)彈處于正攻角時(shí),噴流為背風(fēng)面噴流,干擾流場的影響范圍增大,有利于噴流的控制作用,攻角越大,控制效果越好。

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Numerical Simulation of Lateral Jet of Micro Pulse Solid Rocket Motor

ZHANG Han,WU Da,WANG Xudong,WANG Rugen

(Air and Missile Defense College, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

The simulation of two-phase flow conditions in the lateral jet flow field of micro pulse solid rocket engine under different operating conditions was carried out, in addition to analyze two-phase flow at different missile attack angle conditions, and the condition of the surface parameters of missile body influenced by particles was also analyzed. The result of research showed that, under the same particle mass fraction conditions, the smaller the particle diameter, the greater negative influence on the control effect of the jet flow. In the case of two-phase flow, the partile phase had a great influence on the structure of the flow field, and the particle played a negative role in the control of jet flow. When the missile is at the positive angle of attack, it is good for the jet control function, the greater the angle of attack, the better control effect.

two-phase flow; numerical simulation; lateral jet

2015-11-09

航空科學(xué)基金(20130196004)資助

張涵(1992-),男,山東菏澤人,碩士研究生,研究方向:航空宇航。

V448.15

A