一種插入式組合噴管的設(shè)計(jì)方法與實(shí)驗(yàn)研究①

鄭　健，陳　雄，周長省，許進(jìn)升

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南京　210094)

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一種插入式組合噴管的設(shè)計(jì)方法與實(shí)驗(yàn)研究①

鄭健，陳雄，周長省，許進(jìn)升

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南京210094)

由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管所需的擴(kuò)張比與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管不同，在整體式火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中，需要設(shè)計(jì)一個(gè)可同時(shí)滿足2種發(fā)動(dòng)機(jī)工作要求的噴管(組合噴管)。提出了一種插入式組合噴管的原理，并給出了組合噴管型面的設(shè)計(jì)方法。根據(jù)某一制式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具體設(shè)計(jì)了一個(gè)插入式組合噴管，并通過數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)，與原制式錐型噴管進(jìn)行了對(duì)比研究。結(jié)果表明，新設(shè)計(jì)的組合噴管與原制式錐形噴管相比，推力僅相差2%以內(nèi)，但其長度縮短了32.45%，證明文中給出的插入式組合噴管型面的設(shè)計(jì)方法準(zhǔn)確有效，且組合噴管具有明顯的優(yōu)越性。

火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；插入式；組合噴管；設(shè)計(jì)方法，實(shí)驗(yàn)研究

0　引言

整體式火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)是一種將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)組合，將助推級(jí)與巡航級(jí)動(dòng)力合二為一的一種新型火箭技術(shù)。利用這種裝置進(jìn)行高速巡航，可極大地提高火箭武器的射程，是當(dāng)前國內(nèi)外新型火箭技術(shù)研究的熱點(diǎn)。該裝置應(yīng)用首先面臨的是兩種動(dòng)力裝置一體化組合設(shè)計(jì)問題，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管組合設(shè)計(jì)技術(shù)就是其中之一。組合尾噴管目前主要采取可拋噴管、刻燒蝕噴管和無噴管裝藥3種方案[1]；同時(shí)，近年來又有人提出無噴管助推火箭技術(shù)[2-4]。目前，可拋式噴管是固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)較為實(shí)用的選擇。

組合可拋式噴管是一種將兩種動(dòng)力裝置的噴管采用前后連接方式或采用插入的方式組合成一體的噴管。由于受到兩種動(dòng)力裝置設(shè)計(jì)的約束，其噴管設(shè)計(jì)方法及性能都與單一噴管有一定差異。因此，研究組合噴管的設(shè)計(jì)技術(shù)，是實(shí)現(xiàn)整體式火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用的重要課題。本文提出了一種插入式組合噴管的設(shè)計(jì)方法，并結(jié)合數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行研究，可為整體式火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的工程設(shè)計(jì)提供一種實(shí)用可行的理論方法。

1　插入式組合噴管的系統(tǒng)組成及原理分析

組合可拋式噴管由火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、連接裝置和分離裝置等組成。一般可分為串聯(lián)式和嵌入并聯(lián)式2種結(jié)構(gòu)方案。一般火箭的設(shè)計(jì)要求都希望長度短、體積小。因此，在應(yīng)用中大量采用的是插入并聯(lián)式結(jié)構(gòu)方案。本文針對(duì)插入式組合噴管的設(shè)計(jì)方法展開研究，提出了一種插入并聯(lián)式組合噴管，其結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

由圖1可知，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管2和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管8是靠傘形卡環(huán)10連接的。該插入式組合噴管的工作原理是火箭發(fā)射時(shí)，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)首先工作，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管8工作，傳火裝置6感受到噴管中燃?xì)庵?，啟?dòng)延期點(diǎn)火裝置5開始計(jì)時(shí)。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束時(shí)，延遲點(diǎn)火裝置5計(jì)時(shí)剛好結(jié)束，并通過導(dǎo)火索4，將傘形卡環(huán)10內(nèi)部的拋射裝置3點(diǎn)燃，燃?xì)鈱阈慰ōh(huán)10拋射出。同時(shí)，延遲點(diǎn)火裝置5啟動(dòng)推力器7工作，推力器產(chǎn)生推力，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管8在推力器以及噴管內(nèi)部燃?xì)獾墓餐饔孟卤粧伋?。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管2與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管8實(shí)現(xiàn)了分離，火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)順利實(shí)現(xiàn)了噴管轉(zhuǎn)級(jí)工作。

圖1　嵌入組合噴管的結(jié)構(gòu)示意圖

由此可見，插入式組合噴管的設(shè)計(jì)中，需要解決的問題有：(1)綜合考慮沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)彈道特性時(shí)，嵌入式組合噴管型面的設(shè)計(jì)；(2)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，組合噴管對(duì)其推力性能的影響；(3)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管之間連接裝置的強(qiáng)度；(4) 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管連接處的密封性；(5)噴管轉(zhuǎn)級(jí)控制系統(tǒng)的控制流程與準(zhǔn)確性；(6)拋射分離裝置的設(shè)計(jì)與可靠性等[5]。本文就前2個(gè)問題開展研究。

2　插入式組合噴管型面的設(shè)計(jì)方法

在設(shè)計(jì)組合噴管時(shí)，助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管是嵌入沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)部的。因此，應(yīng)首先設(shè)計(jì)出合適的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面，再在此型面限制的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)可順利拋出的助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的型面。由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擴(kuò)張比較小，為簡(jiǎn)化設(shè)計(jì),采用錐形噴管；同時(shí)，為縮短整個(gè)組合噴管的長度，減輕整個(gè)組合噴管的質(zhì)量，助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用特型噴管。

2.1沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)型面的設(shè)計(jì)[1]

(1)收斂段

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用錐形噴管，收斂角2β一般在90°～120°范圍內(nèi)選取，但有些發(fā)動(dòng)機(jī)的收斂角不在此范圍。

(2)臨界段

臨界段即是噴管喉部，喉部面積At及直徑dt可由式(1)、式(2)計(jì)算，喉部圓柱段長度Lt主要取決于發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間，從2 mm到十幾毫米范圍內(nèi)選取。

(1)

(2)

(3)擴(kuò)張段

一般擴(kuò)張角2α在20°～30°范圍內(nèi)選取。噴管出口截面的面積A5和直徑d5可由式(3)、式(5)計(jì)算求得。

(3)

(4)

(5)

式中λ5th為噴管出口截面處燃?xì)獾睦硐胨俣认禂?shù)；λ4為噴管入口處燃?xì)獾乃俣认禂?shù)；A4為摻混補(bǔ)燃室的橫截面面積；q(λ)為氣動(dòng)函數(shù)；k5為噴管出口截面處燃?xì)獾谋葻岜?；p5為噴管出口截面處燃?xì)忪o壓，一般取為1.1～1.2pH(大氣壓強(qiáng))。

由于需要在噴管出口處壁面內(nèi)安裝拋射裝置，所以要求壁面最薄處厚度h1應(yīng)大于一定值。圖2為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面幾何結(jié)構(gòu)圖。

最后，收斂段長度LC和擴(kuò)張段長度Le可分別由式(6)、式(7)計(jì)算出。

(6)

(7)

2.2助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)型面的設(shè)計(jì)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)型面的設(shè)計(jì)是在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面確定后進(jìn)行的。為了使火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管能夠順利地沿軸向與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管分離，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管嵌入沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管最深處應(yīng)不超過沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部圓柱段左端，如若超過，則燃?xì)饪赡茉跊_壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管收斂段與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管嵌入段之間形成渦流，使喉部燒蝕加重；同時(shí)，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管對(duì)燃?xì)獾募铀傩阅芤矔?huì)受到影響。本文用雙圓弧法構(gòu)造特型曲面，圖3為助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面的示意圖。

圖2　沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面示意圖

圖3　助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面示意圖

考慮到火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部及其附近受到的高溫燃?xì)鉀_刷較嚴(yán)重，需要在喉部附近使用抗燒蝕、耐沖刷的喉襯。所以，h2應(yīng)大于一定值，使喉部留有足夠空間安裝喉襯。根據(jù)熱防護(hù)的要求給定L1和h2，從而確定了噴管喉部的位置。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的喉部及出口截面處的直徑可由式(8)～式(11)計(jì)算[6-8]。

(8)

(9)

(10)

(11)

下面給出設(shè)計(jì)助推噴管內(nèi)型面的具體步驟。

(1)設(shè)計(jì)給定參數(shù)

噴管喉部直徑dt2， 噴管出口截面直徑d6，噴管出口擴(kuò)張半角θ，最大初始膨脹半角η，R1=dt2[7-8]。

(2)求大圓弧半徑R2及擴(kuò)張段長度L0

(12)

L0=(1.5dt2-0.5d6)tanη+R2(cosθtanη-sinθ)

(13)

(3)求大圓弧中心的坐標(biāo)(X2,Y2)和兩圓弧切點(diǎn)m的坐標(biāo)(Xm,Ym)

X2=L0+R2sinθ

(14)

Y2=R2cosθ-d6/2

(15)

(16)

(17)

(4)由兩圓弧的中心坐標(biāo)及半徑，即可確定雙圓弧型面。

(5)一般情況下，最大初始膨脹半角η取20°～26°[7]，而沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擴(kuò)張半角α取10°～15°[1]。因此，η>α，可確定助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管厚度最薄弱處的位置應(yīng)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)出口處，其厚度值為

(18)

(6)為了使δ和L0滿足一定的要求，可在步驟(1)中逐步改變一些參數(shù)值，如θ及η，再進(jìn)行步驟(2)～(5)中的計(jì)算，直至各個(gè)參數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。本文根據(jù)某制式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管進(jìn)行了組合噴管的重新設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)后的參數(shù)(未標(biāo)單位均以mm為單位)如下：α=8°，β=12°，d4=82，dt=74,d5=86,Lc=24.9,Lt=10,Le=43,h1=18,R1=dt2=47,d6=96,h2=7.8,L1=22,Xm=23.5,Ym=30,η=30°,L0=75,X2=98.4,Y2=100.2,R2=150,δ=7.3,θ=9°,h3=13。

3　組合噴管的數(shù)值仿真及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

助推發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用組合噴管后，會(huì)使助推發(fā)動(dòng)機(jī)的性能受到影響，而對(duì)成功轉(zhuǎn)級(jí)工作后的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，幾乎沒有影響。因此，本文對(duì)設(shè)計(jì)后的組合噴管與原制式錐形噴管在助推火箭工作狀態(tài)下進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究，并對(duì)它們的性能優(yōu)劣進(jìn)行了比較分析。

3.1控制方程及邊界條件設(shè)置

(1)氣體非穩(wěn)態(tài)控制方程可表示為如下通用形式[7]：

(19)

式中φ分別為1、u、v、w、T、k及ε時(shí)，上述方程分別為連續(xù)方程、3個(gè)方向的動(dòng)量方程、能量方程、湍流動(dòng)量方程及湍流耗散率方程；Γ為φ所對(duì)應(yīng)的源項(xiàng)。

(2) 邊界條件

入口邊界：燃燒室壓強(qiáng)p0=10 MPa、總溫T0=3 200 K；

壁面：無滑移邊界；

出口：大氣壓力pa=101 325Pa。

3.2結(jié)果分析

利用FLUENT軟件，對(duì)設(shè)計(jì)的組合噴管和原制式錐形噴管內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算[10-13]，并在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行靜止點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)，對(duì)測(cè)量的結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，結(jié)果見圖4、圖5和表1。由數(shù)值仿真結(jié)果可見，采用特型組合噴管后，噴管出口的氣流不均勻，故會(huì)使推力減小；同時(shí)，在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與特型噴管連接處流場(chǎng)有轉(zhuǎn)折，會(huì)使噴管對(duì)燃?xì)饧铀傩阅芟陆?，但雙圓弧型噴管比錐型噴管短，摩擦損失較少。因此，總的推力性能下降不明顯。

(a)制式錐型噴管

(b)組合噴管

(a)制式錐型噴管

(b)組合噴管

表1　固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管主要性能諸元對(duì)比

由表1可知，組合噴管助推發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值仿真推力是原制式錐型噴管的99.8%，而組合噴管的實(shí)驗(yàn)推力結(jié)果可達(dá)到原制式噴管的98.57%，且其發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑比沖也可達(dá)到原來的98.7%。因此，經(jīng)過重新設(shè)計(jì)的組合噴管推力至少能達(dá)到原噴管98%以上的技術(shù)狀態(tài)，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能并未產(chǎn)生大的變化，但組合噴管長度相比原制式噴管減少了32.45%，這部分長度可用來增加裝藥燃燒室長度或戰(zhàn)斗部長度，具有明顯優(yōu)勢(shì)。

4　結(jié)論

根據(jù)整體式火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)所需的組合噴管，提出了一種插入式組合噴管的系統(tǒng)組成與原理，并給出了組合噴管型面的設(shè)計(jì)方法。針對(duì)某制式發(fā)動(dòng)機(jī)噴管，進(jìn)行了組合噴管的重新設(shè)計(jì)，推力可達(dá)原噴管98%以上，但其長度相比原制式噴管減少了32.45%。通過數(shù)值仿真及實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了組合噴管設(shè)計(jì)的合理性與有效性。本文提出的組合噴管型面的設(shè)計(jì)方法可為工程實(shí)踐中整體式火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的設(shè)計(jì)提供一種有效的技術(shù)支持。

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(編輯：崔賢彬)

Design method and experimental research on a plug-in combined nozzle

ZHENG Jian,CHEN Xiong,ZHOU Chang-sheng,XU Jin-sheng

(School of Mechanical Engineering,Nanjing University of Science & Technology,Nanjing210094,China)

Due to the different expansion ratio of nozzle between rocket engine and ramjet engine,a kind of combined nozzle that satisfies the work requirements of both engines is needed in the integral rocket ramjet engine.A principle of plug-in combined nozzle and design method for its surface were presented.An actual plug-in combined nozzle was designed according to a standard rocket engine.The combined nozzle and the original standard conical nozzle were investigated through numerical simulation and experiment.The results indicate that the thrust difference between the newly designed combined nozzle and original standard nozzle is just 2%,but the length of combined nozzle is shortened by 32.45%.It proved that the given method of design for the plug-in combined nozzle surface is accurate and effective,and the combined nozzle has the obvious superiority.

rocket ramjet engine;plug-in;combined nozzle;design method;experiment investigation

2015-05-04；

2016-01-25。

裝備預(yù)先研究項(xiàng)目(40404030101)。

鄭健(1978—)，男，博士，研究方向?yàn)楣腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總體技術(shù)。E-mail：zhengjian@njust.edu.cn

V435+.23

A

1006-2793(2016)03-0333-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.03.007