氣體二次噴射推力矢量控制系統(tǒng)參數(shù)優(yōu)化與試驗研究*

張澤遠,邢國強

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

0 引言

采用氣體二次噴射推力矢量技術，能夠提高控制效率、降低消極質(zhì)量、提升工作穩(wěn)定性，是未來極具發(fā)展?jié)摿Φ耐屏κ噶考夹g，因此吸引國內(nèi)外學者開展大量理論與驗證工作[1-8]。俄羅斯和烏克蘭在燃氣二次噴射推力矢量控制技術的研究較為成熟，已在地對地固體戰(zhàn)略導彈“白楊/鐮刀”、三級潛射洲際彈道導彈“P-39”等發(fā)動機上獲得實際應用，美國NASA蘭利研究中心開展了氣體二次噴射推力矢量方法和試驗研究。近年來國內(nèi)開展了一些氣體二次噴射試驗和仿真工作，研究成果和結論具有重要意義，但未來仍需結合實際應用，對二次噴射的矢量控制機理和規(guī)律進行深入研究。文中采用優(yōu)化方法對固體火箭發(fā)動機氣體二次噴射復雜干擾噴管內(nèi)流場進行了數(shù)值模擬，研究了二次噴射流與主流相互耦合作用機制以及二次噴射推力矢量流動機理，分析了不同噴射參數(shù)對氣體二次噴射流場特征及側向控制力的影響規(guī)律。

1 物理模型和計算方法

文中選擇三維有粘N-S方程及k-ε湍流模型描述燃氣主流和二次流之間的相互作用過程，流體介質(zhì)為高溫、高壓可壓縮燃氣，忽略化學反應、質(zhì)量力和熱輻射影響。為保證計算精度，全部采用六面體網(wǎng)格。固體火箭發(fā)動機產(chǎn)生高溫燃氣，流向主噴管，進口總壓為10 MPa，總溫為3 000 K。二次射流入口給定壓力邊界，考慮噴射位置與角度、二次流總溫與總壓的影響。主流和二次流在主噴管的擴散段混合，混合后出口為地面環(huán)境。研究對象為高速可壓縮流動，求解時網(wǎng)格劃分較密，采用耦合隱式算法求解能量和動量方程，能較快得到收斂解。

圖1 噴管氣體二次噴射結構示意

2 計算結果及交互作用分析

分析的影響因素及水平見表1。為了獲得條件與結果之間規(guī)律性的認識，找出影響側向控制力的噴射流物理參數(shù)、噴射孔位置、角度以及噴管幾何參數(shù)的主效應和交互作用，得到較優(yōu)的結果，對噴射位置、噴射角度、二次流總壓和二次流總溫做DOE組合設計，考慮A×B、B×C的交互作用，選取L27(313)正交表，表頭設計見表2。

表1 因素水平

矢量角定義為δ=arctan(Fn/Fa)，F(xiàn)n為發(fā)動機所受的側向力，F(xiàn)a為發(fā)動機所受軸向力。軸向力和側向力均由對矢量噴管出口截面的壓強和動量積分得到。

表2 表頭設計

通過主效應影響分析(圖2)：二次射流噴射的位置、二次射流總壓對矢量角影響較大，而二次射流的噴射角度、二次流總溫對矢量角影響較小。采用通用線性回歸進行方差分析發(fā)現(xiàn)：A、B、C、D4個因素變化對矢量角總的貢獻率為 66.10%；其中A的貢獻率為24.2%，B為0.57%，C為36.94%，D為4.4%。如果不考慮因素間的交互作用，則選取好的因素水平組合為A3B1C3D1。AB的交互作用見表3，BC的交互作用見表4。從AB二元表分析看，A3B2或A3B3搭配組合獲得的矢量角平均值較大；而從BC二元表分析看，B2C3搭配組合獲得的矢量角平均值較大。所以因素B應取B2，此時滿足A×B，B×C交互作用的最好搭配?？偨Y出獲得最大矢量角的組合方式：噴射位置為91.8 mm，噴射角度0°，二次流總壓6 MPa，二次流總溫300 K。

圖2 主效應影響分析

表3 AB二元表 (°)

表4 BC二元表 (°)

3 噴管內(nèi)流場分析與試驗驗證

參考總結出的獲得最大矢量角組合方式，確定氣體二次噴射推力矢量控制方案：從附近的燃氣發(fā)生器引入二次流，噴射位置在主噴管擴散中間，噴射角度為0°，二次流總壓6 MPa，二次流總溫1 500 K。

3.1 主次流干擾噴管內(nèi)流場分析

圖3為二次噴射矢量噴管內(nèi)橫向和縱向剖面馬赫數(shù)分布圖，分析流場結構發(fā)現(xiàn)射流出口壓強高于附近主流，射流在主流區(qū)迅速膨脹，但是射流出口會受到超聲速流壓縮。當二次射流總壓增大到一定程度，弓形激波就會越過中心線，逼近下壁面。繼續(xù)增大二次流總壓，弓形激波就與下壁面相交，產(chǎn)生反射激波，干擾到下壁面邊界層，造成對應位置的邊界層分離。改變噴射條件，不會改變主次流干擾流場結構，會改變分離區(qū)域的大小。二次噴射口區(qū)域存在高壓區(qū)和低壓區(qū)，這是由于存在流動邊界層與激波的相互干擾形成高壓區(qū)，氣體劇烈膨脹和噴流引射作用導致噴口下游存在低壓區(qū)，兩者綜合作用形成主次流干擾機理。

圖3 二次噴射矢量噴管馬赫數(shù)分布

表5 主、副發(fā)動機尺寸

尺寸主發(fā)動機副發(fā)動機燃燒室內(nèi)徑D/mm13596噴管喉徑d/mm11.24.3噴管擴張半角α/(°)1212噴管擴張比(de/dt)2.71.5

3.2 試驗測試與分析

根據(jù)總結出的最大矢量角組合方式及參數(shù)，開展試驗驗證。主、副發(fā)動機尺寸如表5所示，主發(fā)動機和燃氣發(fā)生器采用同一種低溫雙基藥，基本性能參數(shù)見表6。采用六分力測試系統(tǒng)完成主推力、側向力測試。

表6 低溫雙基藥基本性能

試驗照片如圖4。對噴管出口界面進行壓強和速度積分，得到主推力和側向力值，F(xiàn)A=940 N，F(xiàn)N=95 N，δp=argtan(FN/FA)=5.8°。而試驗測試結果如圖5所示，測得的主推力為1 000 N，側向力為100 N，矢量角為5.7°。仿真計算矢量角與試驗實測相差2%，驗證了數(shù)值模擬的正確性和有效性。

4 結論

對氣體二次噴射推力矢量發(fā)動機的噴管內(nèi)流場進行了模擬，得到二次射流與主流干擾的激波系結構，優(yōu)化噴射參數(shù)總結出最大矢量角組合方式，通過試驗驗證了優(yōu)化方案。

1)通過DOE設計與交互作用分析，發(fā)現(xiàn)影響氣體二次噴射推力矢量角δ的主次順序為：二次噴射的位置、二次流總壓、二次流總溫、噴射位置與噴射角度的交互作用，噴射角度與二次流總壓的交互作用，噴射角度。

圖4 試驗后照片

圖5 推力測試曲線

2)在相同的二次射流總壓條件下，帶一定角度的逆流噴射比垂直噴射、順流噴射的側向力大；二次流總溫減少時，使得由小股噴流動量引起的側向力升高，推力矢量偏角略微增加。

3)研究氣體二次噴射復雜噴管內(nèi)流場，分析詳細流場結構，得到邊界層與激波的相互干擾機理。根據(jù)總結出的最大矢量角組合方式及參數(shù)，開展試驗研究，優(yōu)化方案的矢量角為5.7°。