氣壓變化對續(xù)航發(fā)動機推力的影響研究

劉佳文, 王興平, 王 龍

(1 63961部隊，北京 100000； 2 西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所，西安 710065)

0 引言

目前，單兵無控火箭主要將提高炮口初速及增加續(xù)航發(fā)動機作為提高彈體最大速度來減小風偏和提高有效射程的手段。某型火箭彈上，續(xù)航發(fā)動機采用了一種獨特的結(jié)構(gòu)布局如圖1所示。該發(fā)動機采用續(xù)航發(fā)動機與發(fā)射發(fā)動機串聯(lián)方式，使其結(jié)構(gòu)緊湊，以滿足火箭彈對續(xù)航發(fā)動機的空間約束和續(xù)航能量的要求。在該種續(xù)航發(fā)動機的設計過程中，如何周全考慮續(xù)航發(fā)動機本身與外部結(jié)構(gòu)布局，使之適用于不同海拔環(huán)境將成為不可逾越的關(guān)鍵性問題。

圖1 續(xù)航發(fā)動機示意圖

1 問題現(xiàn)象及分析

1.1 問題描述

某次高海拔地區(qū)試驗中，在發(fā)射發(fā)動機及續(xù)航發(fā)動機正常工作的情況下，多發(fā)彈速度較之于正常狀態(tài)速度顯著偏小，造成脫靶。不同海拔條件下，速度-時間曲線對比如圖2所示。

圖2 不同海拔條件下速度-時間曲線

高海拔條件速度較低的主要原因在于續(xù)航發(fā)動機推力不足，即總沖利用率不高。通常，高海拔條件下，由于空氣密度小、氣壓低，導彈所受空氣阻力小，其速度應較之于海平面條件下有所提高。但由于發(fā)射發(fā)動機和續(xù)航發(fā)動機采用串聯(lián)式布局結(jié)構(gòu)，在海拔5 000 m條件下，其外界氣壓較之于海平面下降幅度較大，發(fā)射發(fā)動機的殼體及噴管處流場環(huán)境對續(xù)航發(fā)動機推力可能會有較大影響。

1.2 問題理論分析

令噴口靜壓為Pe，大氣壓為Pa。固體火箭發(fā)動機燃氣流場隨著二者比值的變化而變化。當1≤Pe≤Pa≤2時，燃氣射流為中度欠膨脹燃氣射流；當Pe/Pa>2時，燃氣射流為高度欠膨脹燃氣射流。當Pe/Pa≈1.1時，燃氣流核心開始建立相交斜激波；隨著壓強比的增加，激波最初的幾個波節(jié)變長變寬；當Pe/Pa≥2時，射流在噴管唇部發(fā)散形成一束扇形膨脹波族[1]。

圖3 中度欠膨脹燃氣射流圖

圖4 高度欠膨脹燃氣射流

根據(jù)設計，續(xù)航發(fā)動機在海拔0 m時Pe/Pa≤2，為中度欠膨脹燃氣射流；海拔5 000 m時Pe/Pa>2，為高度欠膨脹燃氣射流。由于續(xù)航級發(fā)動機噴管出口氣流在海拔5 000 m處于高度欠膨脹狀態(tài)，噴管出口燃氣流激波角過大，發(fā)動機尾流場包跡線可能超過發(fā)射發(fā)動機內(nèi)殼邊界，從而與發(fā)動機內(nèi)殼產(chǎn)生干涉。由此而產(chǎn)生激波和膨脹波的相交和反射，造成推力的嚴重損失。

2 仿真驗證與模擬試驗驗證

2.1 數(shù)字仿真驗證

為驗證上述結(jié)論，采用ANSYS軟件對發(fā)動機內(nèi)部燃氣流場進行仿真。圖7與圖8表明，海拔5 000 m環(huán)境下，續(xù)航發(fā)動機工作時燃燒室內(nèi)的溫度明顯高于海拔0 m條件下溫度。這表明續(xù)航發(fā)動機的燃氣有回流現(xiàn)象，即發(fā)射發(fā)動機的殼體對續(xù)航發(fā)動機的燃氣流產(chǎn)生了一定的影響。

圖5 ANSYS海拔0 m時的流場壓強分布

圖6 ANSYS海拔5 000 m時的流場壓強分布

圖7 ANSYS海拔0 m時的溫度分布

圖8 ANSYS海拔5 000 m時的溫度分布

文中還采用FLUNT軟件計算燃氣流場云圖。圖9與圖10更為直接地表明，當環(huán)境壓強降低到23 kPa時，續(xù)航級發(fā)動機的尾流場外包跡線超過發(fā)射發(fā)動機內(nèi)殼邊界，即發(fā)射發(fā)動機噴管型面干涉續(xù)航發(fā)動機尾流場，從而導致發(fā)動機推力損失。

圖9 FLUNT 0.1 MPa壓強下速度云圖

綜上所述，隨著海拔高度增加和外界大氣壓強的減小，續(xù)航發(fā)動機火焰束直徑有顯著增加，續(xù)航發(fā)動機燃氣流場將與發(fā)射發(fā)動機內(nèi)殼相互作用并出現(xiàn)氣流壁面分離現(xiàn)象，從而造成推力損失。

圖10 FLUNT 23 kPa壓強下速度云圖

2.2 低氣壓模擬試驗驗證

為進一步驗證數(shù)字仿真結(jié)果的正確性，進行了低氣壓模擬試驗，以便對高海拔條件下續(xù)航發(fā)動機工作性能進行測試。不同海拔條件下，推力模擬試驗結(jié)果如圖11～圖14所示。

圖11 1#續(xù)航發(fā)動機海拔0 m時的推力曲線

圖12 2#續(xù)航發(fā)動機海拔3 000 m時的推力曲線

圖13 3#續(xù)航發(fā)動機海拔4 500 m時的推力曲線

圖14 4#續(xù)航發(fā)動機海拔5 000 m時的推力曲線

試驗現(xiàn)象如下：1#、2#續(xù)航發(fā)動機正常工作，且產(chǎn)生推力正常；3#續(xù)航發(fā)動機產(chǎn)生推力略低于正常值；4#續(xù)航發(fā)動機推力僅為正常值的1/3左右，與實彈測試結(jié)果一致，且發(fā)動機燃燒室殼體內(nèi)壁有明顯的熏黑痕跡。

試驗結(jié)果表明：在海拔5 000 m條件下，續(xù)航發(fā)動機燃氣流確實與發(fā)射發(fā)動機燃燒室殼體產(chǎn)生相互作用，從而造成了推力的損失。

3 改進方案及結(jié)果

續(xù)航發(fā)動機總沖利用率不高，其根本原因在于噴口靜壓Pe與大氣壓Pa匹配性發(fā)生變化，其比值超過臨界點。為改善二者壓差，可通過降低續(xù)航發(fā)動機出口壓強Pe，從而改變續(xù)航發(fā)動機燃氣流場，進而減弱甚至避免燃氣流與發(fā)射發(fā)動機殼體之間的相互干涉。

考慮到調(diào)整的簡單性和可行性，僅對續(xù)航發(fā)動機噴管做局部小調(diào)整，即調(diào)整其噴管的擴張比，避免引起其他部組件及總體結(jié)構(gòu)大的變化。某組改進后的高原驗證試驗彈實測速度曲線如圖15所示。顯然，改進續(xù)航發(fā)動機推力在高海拔地區(qū)表現(xiàn)的一致性較好，且總沖無損失，彈藥速度與海拔0 m一致，可基本適應5 000 m高原帶來的環(huán)境氣壓變化。

圖15 改進后海拔5 000 m實測速度曲線

4 結(jié)論

發(fā)射發(fā)動機與續(xù)航發(fā)動機的串聯(lián)設計，使得火箭彈結(jié)構(gòu)緊湊、質(zhì)量輕，速度高。隨之而來的難點在于如何周全考慮續(xù)航發(fā)動機本身與外部結(jié)構(gòu)布局，使之適用于不同海拔環(huán)境。

文中針對某型續(xù)航發(fā)動機在高海拔地區(qū)試驗中出現(xiàn)的速度過低(即推力不足)問題，分析其設計中存在的缺陷，指出問題在于噴管出口靜壓與環(huán)境氣壓壓差匹配性隨海拔的不同發(fā)生變化，造成燃氣流場的改變。

針對該問題，提出如下一種簡單易行改革方案：針對續(xù)航發(fā)動機噴管的擴張比進行調(diào)整，使得在不同海拔條件下，續(xù)航發(fā)動機噴口靜壓與大氣壓的比值穩(wěn)定在特定范圍內(nèi)，保證續(xù)航發(fā)動機燃氣流場與發(fā)射發(fā)動機殼體不發(fā)生干涉。經(jīng)試驗驗證該方案切實有效，且對原設計改動較小，工程實用性強，可行性高。