氣體沖擊試驗系統計算研究

王正軍，蘭寶剛，李廣武

(西安航天動力測控技術研究所，陜西 西安 710025)

氣體沖擊試驗系統計算研究

王正軍，蘭寶剛，李廣武

(西安航天動力測控技術研究所，陜西 西安710025)

提出了一種氣體沖擊試驗方案，用來模擬燃氣發(fā)生器產生的壓力載荷環(huán)境，使用集總參數對初容室內壓力曲線進行編程計算，驗證了方案的可行性并確定了相關的參數。在分析各參數影響的基礎上對建成的試驗系統進行了5次調試，經過調試，初容室內壓力曲線與目標曲線基本一致，表明氣體沖擊試驗方案能夠很好地模擬燃氣發(fā)生器產生的壓力環(huán)境。

飛行器試驗技術；燃氣發(fā)生器；氣體沖擊；壓力曲線模擬；仿真計算

垂直發(fā)射系統是海軍目前廣泛使用的艦載導彈發(fā)射方式，具有載彈量大，發(fā)射率高，全方位攻擊等多種優(yōu)勢[1]。傳統垂直發(fā)射一般使用燃氣發(fā)生器點火產生燃氣推動導彈出筒[2]。由于燃氣發(fā)生器成本、可重復性和安全性等原因，可采用冷氣代替燃氣發(fā)生器產生的高溫高壓氣體。

國內許多學者對冷氣彈射進行了研究，例如，趙克轉等[3]使用ADAMS對冷氣彈射過程進行了動力學建模仿真；楊風波等[4]對高壓彈射裝置內彈道進行了建模與計算等。這些研究主要是關于理論和建模仿真計算方面，缺少相關的試驗結果驗證。

筆者在以往冷氣彈射方案基礎上提出了一種氣體沖擊試驗方案，用來模擬燃氣發(fā)生器產生的壓力載荷曲線(目標曲線)；使用集總參數編程對氣體沖擊過程進行了計算，計算所得壓力曲線與目標曲線基本相符，從而驗證了試驗方案的可行性；對壓力曲線進行了影響因素分析，并根據影響因素分析對建成的試驗系統進行了5次調試。

1 氣體沖擊試驗方案

擬定本試驗方案為使用高壓氣體向初容室內同時充放氣來模擬壓力曲線，初容室模擬工裝設置一定面積的排氣口模擬下降沿，排氣口始終與外界大氣相通。試驗系統構成如圖1所示。

對高壓氣體充放氣過程進行控制，常見控制方式是使用閥門，如電磁閥門、氣動閥門等。氣動閥門開關時間一般要比電磁閥門要快，不過依然無法滿足本課題的打開時間要求。

要實現氣體沖擊過程的快速打開，只有使用快速作用的爆破片，與閥門相比，爆破片動作迅速，爆破壓力精度高，爆破時間一般為毫秒級[5-6]。

為了驗證試驗方案的可行性，需要對充放氣過程進行計算，對于此類過程，傳統方法采用的是理論分析方法[7-8]。對計算對象進行抽象和簡化建模，根據氣體動力學和氣體熱力學的相關理論對氣瓶內壓力釋放和初容室氣體的質量流量進行計算，得到初容室內壓力變化，其結果可以表明各影響因素之間的關系，為深入分析提供指導。

2 氣體沖擊過程理論計算

采用集總參數對氣體沖擊過程初容室內壓力曲線進行計算，由于氣體沖擊過程時間很短，因此認為過程絕熱。

2.1數學模型

高壓情況下，理想氣體狀態(tài)方程與真實情況偏差稍大，考慮到準確性和方程復雜程度，采用R-K狀態(tài)方程計算氣體參數，R-K方程[9]形式為

(1)

(2)

(3)

式中：p為壓力；T為溫度；v為比體積；R為氣體常數；pcr為臨界壓力；Tcr為臨界溫度。

對于最小截面積為A的管道，其流動狀態(tài)由管道兩端壓力比決定。

臨界壓力比βcr由下式計算：

(4)

式中，γ為理想氣體比熱比。對于空氣γ=1.4，則βcr=0.528。

(5)

式中：ρ0為上游氣體密度;T0為上游氣體溫度。

(6)

實際上，氣體流過復雜的內部元件時，流動損失是不能忽略的。在一定的上游條件和一定的壓差條件下，實際通過元件的質量流量將小于按理論公式計算出來的理論質量流量。引入流量系數Cq(0

(7)

流量系數可以根據Perry試驗[11]近似計算：

(8)

初容室內壓力變化可由開口系統的能量方程計算，若認為過程絕熱，略去熱傳遞、氣體重力勢能項，則充放氣過程中初容室內能變化量等于流入與流出氣體焓的變化量，即：

mdu+udm=hdm

(9)

而內能u=cvT，焓h=cpT，其中cv可由溫度多項式或簡化為定值比熱容計算，而cp/cv=γ。

2.2計算結果

假設在計算時間內初容室內壓力達到平衡(即壓力均勻)，則可以利用計算時間內流入流出初容室的氣體流量，通過開口系統能量方程計算初容室內壓力變化。

使用C語言編程計算初容室內氣體壓力變化，計算結果和目標曲線對比如圖2所示，其中計算參數為：氣瓶容積6.0m3，壓力19MPa，管道350mm，初容室容積8.0m3，排氣口面積750cm2?？梢钥吹絻烧咦兓厔莼疽恢?，表明氣體沖擊試驗方案可以模擬燃氣發(fā)生器所產生的壓力載荷環(huán)境。

3 壓力曲線影響因素分析

考慮到模型簡化和算法帶來的誤差，需要展開對試驗參數影響因素分析，以表明各個參數對壓力曲線影響，指導試驗系統參數設計和設備調試。

首先展開各單因素(氣瓶容積、氣瓶初始壓力、管道直徑、初容室容積、排氣口面積)對壓力曲線影響分析，在進行單因素影響分析時，其余各參數保持不變，計算分析基準參數為：氣瓶容積6.0m3，氣瓶初始壓力19MPa，管道直徑350mm，初容室容積8.0m3，排氣口面積750cm2。

3.1氣瓶容積影響分析

改變氣瓶容積，其變化對壓力曲線的影響如圖3所示，由圖3可以得到：隨著氣瓶容積增加，壓力曲線峰值到達時間增加，峰值壓力增大，對下降沿斜率基本無影響。

3.2氣瓶初始壓力影響分析

改變氣瓶初始壓力，其變化對壓力曲線的影響如圖4所示，由圖4可以得到：隨著氣瓶初始壓力增加，壓力曲線峰值到達時間幾乎不變，峰值壓力變大，下降沿變陡。

3.3管道直徑影響分析

改變管道直徑，其變化對壓力曲線的影響如圖5所示，由圖5可以得到：隨著管道直徑增加，壓力曲線峰值到達時間提前，峰值壓力變大，下降沿變陡。

3.4初容室容積影響分析

改變初容室容積，其變化對壓力曲線的影響如圖6所示，由圖6可以得到：隨著初容室容積增加，壓力曲線峰值到達時間提前，峰值壓力減小，下降沿變緩。

3.5排氣口面積影響分析

改變排氣口面積，其變化對壓力曲線的影響如圖7所示，由圖7可以得到：隨著排氣口面積增大，壓力曲線峰值到達時間提前，峰值壓力減小，下降沿斜率幾乎無變化。

4 試驗系統調試結果

考慮到計算帶來的誤差和各參數調節(jié)難易程度，將氣瓶初始壓力和排氣口面積設計為可調。

綜合各方面因素，最終試驗系統參數確定為：氣瓶容積6.0m3(最大承壓30MPa)，初始壓力可調節(jié)，管道DN350，初容室容積8.0m3(最大承壓15MPa)，排氣口面積可調，共3個大排氣口(內徑180mm)和8個小排氣口(內徑64mm)。

考慮到管道要安裝爆破片，為方便拆卸將管道中間部位改為U型。

初容室內壁設置了5個壓力傳感器測點，其中4個位于初容室排氣口下方相同高度均勻布置，1個位于初容室內壁底部，傳感器位置如圖1所示。

第1次調試結果如圖8所示。調試參數為：氣瓶初始壓力19MPa，排氣口面積573cm2。

第1次調試曲線下降沿超出壓力上限，并且上升沿過于接近壓力下限，為了提高上升沿，提高氣瓶初始壓力并減小排氣口面積進行第2次調試，調試參數為：氣瓶初始壓力21MPa，排氣口面積508.68cm2。

第2次調試曲線上升沿基本滿足要求，下降沿超出壓力上限，增大排氣口面積進行第3次調試，調試參數為：氣瓶初始壓力21MPa，排氣口面積763.02cm2。

第3次調試曲線上升沿與下降沿基本滿足要求而峰值壓力過低，因此提高初始壓力進行第4次調試，結果如圖9所示。調試參數為：氣瓶初始壓力23MPa，排氣口面積763.02cm2。調試結果滿足要求。

為了驗證重復性，又進行了第5次調試，結果表明重復性很好，調試參數與第4次相同。

經過5次調試，最終初容室內壓力變化與目標曲線基本一致，滿足要求。

由圖2計算所用參數與圖9調試參數對比可知，實際調試結果與理論計算具有一定的偏差，但是試驗系統設計時已經考慮到計算誤差，將氣瓶初始壓力和排氣口面積設計為可調，從而可以調節(jié)初容室壓力變化，經過調節(jié)最終使得初容室壓力變化滿足目標曲線要求。

試驗系統調節(jié)范圍由氣瓶初始壓力和排氣口面積決定。峰值時間可調節(jié)極限值為0.245～0.453s，最大峰值壓力可調節(jié)極限值為7.345～11.910MPa。

與理論計算結果相比，各傳感器測點測得壓力曲線并不光滑，尤其是在上升沿出現較大的振蕩，各測點曲線也有一些差別，這是因為：理論計算得到的壓力是初容室內平均壓力而不是某個測點的壓力；任意時刻初容室內有較大的壓力梯度，因此各測點壓力不相同。

5 結論

1)氣體沖擊試驗系統能夠模擬燃氣發(fā)生器產生的壓力載荷環(huán)境，調節(jié)初始壓力和排氣口面積等參數可以使初容室壓力曲線在較大范圍內變化，經過調試，能夠模擬目標曲線，滿足要求。

2)集總參數計算對實際流動過程進行了簡化抽象，忽略了幾何外形對流動的影響，也有一些不符合實際過程的假設，但其計算簡單，適合氣體沖擊試驗系統設計和調試計算。

3)各壓力傳感器測點曲線上升沿都有很大的振蕩，并且每個測點壓力曲線也不盡相同，這符合物理事實，而非傳感器問題。

4)本試驗系統不僅可以用來模擬燃氣發(fā)生器所產生的壓力載荷環(huán)境，也可以模擬諸如爆炸物對物體的沖擊過程，火箭的一、二級分離等其他環(huán)境下的氣體沖擊環(huán)境，具有廣泛的工程應用價值。

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StudyontheCalculationofAirImpactTestSystem

WANG Zhengjun, LAN Baogang, LI Guangwu

(Xi’an Aerospace Institute of Solid Propulsion Control and Measurement Technology, Xi’an710025, Shaanxi，China)

This paper presented a scheme for gas impact test, used for the pressure load environment simulation of gas generator. The lumped parameters on initial chamber pressure curves were calculated to verify the feasibility of the scheme with the relevant parameters determined. Then the five debugging of the experimental system was built after debugging on the basis of the analysis of the effects of each parameter. The early chamber pressure curve and the target curve are consistent, indicating that the gas impact test scheme can well simulate the pressure produced by the gas generator.

experimental technology of aerocraft; gas generator; gas impact; pressure curve simulate; simulation computation

TJ02

： A

：1673-6524(2017)03-0053-05

10.19323/j.issn.1673-6524.2017.03.011

2016-12-01

王正軍(1990—)，男，碩士研究生，主要從事固體火箭發(fā)動機試驗技術研究。E-mail：970873283@qq.com