通氣超空化對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

許海雨，羅 凱，黃 闖，左振浩，董興杰

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院，西安 710072； 2.中國(guó)船舶重工集團(tuán)公司第705研究所，西安 710077)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在水下工作時(shí)，其燃?xì)鈬娚淞鹘Y(jié)構(gòu)遠(yuǎn)比大氣中復(fù)雜[1].由于環(huán)境水密度大、壓力高等特點(diǎn)，水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程可能發(fā)生安全故障[2].“暴風(fēng)雪”魚雷推進(jìn)系統(tǒng)采用的是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，通氣超空泡會(huì)在尾部與噴射氣流發(fā)生耦合作用，可能會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能產(chǎn)生影響[3]，因此深入研究通氣超空化對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能及安全特性影響，具有十分重要的理論價(jià)值和工程應(yīng)用價(jià)值.

國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者對(duì)靜水條件下的水下噴射氣流開展大量研究.王超等[4-5]重點(diǎn)研究了靜水條件下欠膨脹水下超聲速噴射流流場(chǎng)變化特性；李婷婷等[6]開展了水下豎直環(huán)形噴管噴射流實(shí)驗(yàn)，觀察到射流頸縮、夾斷現(xiàn)象；He等[7]開展矩形噴嘴在不同壓比下噴射流實(shí)驗(yàn)，得到了管外激波系移動(dòng)現(xiàn)象；Shi等[8-9]開展了水下噴射流3種膨脹狀態(tài)系列實(shí)驗(yàn)，并分析了誘導(dǎo)噴射流流場(chǎng)脈動(dòng)的原因； Harby等[10]開展無(wú)冷凝氣體噴射入水動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)，得到了氣-水交界面不穩(wěn)定性與噴管出口參數(shù)有關(guān)；Tang等[11]研究表明水下推力不僅與噴管結(jié)構(gòu)有關(guān)，還與射流結(jié)構(gòu)和相應(yīng)的壓力分布有關(guān).

為深入研究水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性，眾多學(xué)者開展了水流速度對(duì)水下噴射氣流影響的研究.許海雨等[12]研究了來(lái)流速度對(duì)超聲速噴射流非穩(wěn)定流場(chǎng)的影響特性，發(fā)現(xiàn)水流速有助于流場(chǎng)的穩(wěn)定；張孝石等[13]開展了有流速的水下超聲速射流實(shí)驗(yàn)研究，得到了水流速度對(duì)噴射流形態(tài)影響規(guī)律；甘曉松等[14]研究了水流速度對(duì)噴射流影響，發(fā)現(xiàn)有來(lái)流情況下燃?xì)馍淞鳑]有斷裂和回?fù)衄F(xiàn)象；唐嘉寧等[15]研究了低速工況下水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力劇烈振蕩特性.

通氣超空化對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)影響的研究較少.黨建軍等[16]開展了尾部噴射流的試驗(yàn)研究，獲得了噴射流對(duì)超空泡流型影響規(guī)律；Kinzel等[17]研究了通氣超空泡與噴射流的相互作用，分析了噴射流強(qiáng)度與空泡形態(tài)的關(guān)系；Meyon等[18]試驗(yàn)研究了通氣超空泡與噴射流的耦合作用.上述研究集中在噴射流對(duì)超空泡流型及超空泡泄氣率影響，通氣超空化對(duì)水下噴射流作用特性的研究鮮有報(bào)道.

國(guó)內(nèi)外對(duì)水下噴射流的研究大多集中在無(wú)水流或低水速噴射氣流發(fā)展及流場(chǎng)變化特性，缺乏高水速、通氣超空泡耦合作用對(duì)水下發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性的影響研究.本文在高水流速度條件下，對(duì)比研究了無(wú)空化、通氣空化工況水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作狀態(tài)射流結(jié)構(gòu)及發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能，重點(diǎn)分析了通氣超空泡對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作安全性及流場(chǎng)脈動(dòng)特性的影響.

1 計(jì)算方法

1.1 數(shù)值方法

1.1.1 控制方程

基于VOF多相流模型的控制方程包括質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量守恒方程、能量方程，體積分?jǐn)?shù)輸運(yùn)方程[15]，控制方程具體如下：

(1)

(2)

(3)

1.1.2 湍流模型

本文采用Realizablek-ε湍流模型對(duì)雷諾平均N-S方程進(jìn)行封閉.該模型的k和ε的輸運(yùn)方程為:

Gk+Gb-ρε-YM,

(4)

(5)

1.2 物理計(jì)算模型

1.2.1 計(jì)算域及網(wǎng)格

采用二維軸對(duì)稱模型計(jì)算研究通氣超空化對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能影響，經(jīng)過(guò)時(shí)間步長(zhǎng)無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)，計(jì)算步長(zhǎng)為1×10-6s，計(jì)算域如圖1所示. 以航行器總長(zhǎng)度L為基準(zhǔn)，流域總長(zhǎng)度為6L，寬度為L(zhǎng)，噴管進(jìn)口設(shè)置為壓力進(jìn)口邊界條件，雷體表面與流場(chǎng)上邊界設(shè)置為壁面邊界條件，左邊界為速度進(jìn)口條件，水流速為50 m/s，距離空化器長(zhǎng)度為L(zhǎng)，右邊界為壓力出口條件，距離航行器尾端面4L，通氣孔為質(zhì)量流量入口條件.整個(gè)計(jì)算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，對(duì)噴管及射流核心區(qū)網(wǎng)格加密，網(wǎng)格如圖2所示.

圖1 計(jì)算域及邊界條件

圖2 網(wǎng)格分布

1.2.2 監(jiān)測(cè)位置設(shè)置

為了研究通氣超空化對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)特性影響，選取p1作為監(jiān)測(cè)點(diǎn)，以監(jiān)測(cè)流場(chǎng)壓力脈動(dòng)特性，距離噴管出口位置0.75De，其中De為噴管出口直徑；分別選擇Line1和Line2，以監(jiān)測(cè)噴管喉部流量和出口平均壓力,如圖3所示.

圖3 監(jiān)測(cè)位置設(shè)置

1.3 模型驗(yàn)證

文獻(xiàn)[4]在水池中進(jìn)行常溫空氣超聲速水下射流的實(shí)驗(yàn)，為了校驗(yàn)數(shù)值模型的計(jì)算精度，本文采用與此實(shí)驗(yàn)相同的工況進(jìn)行數(shù)值仿真，并將數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比.

由圖4可知，水下超聲速射流由于氣液交界不穩(wěn)定性，氣體狀態(tài)發(fā)生時(shí)時(shí)改變.高速射流大部分時(shí)間均處于標(biāo)稱狀態(tài)(見圖4(a))，其中標(biāo)稱狀態(tài)指的是超聲速燃?xì)馍淞魑窗l(fā)生頸縮、脹鼓、斷裂、回?fù)舻鹊湫椭芷诂F(xiàn)象的氣流狀態(tài)，可將射流區(qū)域分為射流區(qū)、過(guò)渡區(qū)與羽流區(qū)，水下超聲速氣體射流會(huì)發(fā)生間歇性頸縮(見圖4(b))，氣流通道便會(huì)出現(xiàn)梗阻而導(dǎo)致氣體迅速聚集，因而射流發(fā)生快速膨脹(見圖4(c))；液相的慣性限制了射流在徑向方向上持續(xù)膨脹，使得膨脹主要在軸向方向上進(jìn)行，這樣沿軸線膨脹的氣體分離成兩個(gè)部分，一部分流向下游，一部分流向上游而產(chǎn)生回?fù)衄F(xiàn)象(見圖4(d)).

圖4 數(shù)值結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

數(shù)值結(jié)果可以很好地復(fù)現(xiàn)水下噴射流特有的頸縮、脹鼓、回?fù)舻痊F(xiàn)象，表明數(shù)值模型的準(zhǔn)確性，可用于后文開展水下噴射流特性研究.

2 計(jì)算結(jié)果及分析

本文分別對(duì)無(wú)空化和通氣空化時(shí)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能進(jìn)行研究.在本文計(jì)算中，設(shè)計(jì)了兩種噴管工作狀態(tài)(完全膨脹和過(guò)膨脹)的工況，燃燒室壓力P*為7.5 MPa，燃燒室溫度T*為2 500 K，具體見表1.其中壓比π定義為燃燒室壓力P*與環(huán)境背壓Pb之比.

表1 計(jì)算工況

2.1 無(wú)空化工況發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究

2.1.1 無(wú)空化工況燃?xì)馍淞靼l(fā)展過(guò)程

圖5給出了在完全膨脹和過(guò)膨脹工況燃?xì)馍淞鞯湫同F(xiàn)象的演變過(guò)程. 其中A,B,C,D分別為頸縮、斷裂、脹鼓和回?fù)?種水下噴射流典型現(xiàn)象.從圖5中可知，完全膨脹工況水下燃?xì)馍淞餮葑兣c在氣相環(huán)境中的射流發(fā)展過(guò)程有很大差異.由于水大密度作用，射流的發(fā)展受到嚴(yán)重阻滯，燃?xì)馍淞鲝较蚺蛎洉r(shí)間有限，主要延軸向發(fā)展，且燃?xì)馍淞骰颈３诌B續(xù)流動(dòng)，未發(fā)生明顯斷流與回?fù)衄F(xiàn)象，但在遠(yuǎn)離噴管的外流場(chǎng)區(qū)域中，燃?xì)馍淞鞒霈F(xiàn)了頸縮、脹鼓現(xiàn)象.

圖5 燃?xì)鈬娚淞鞯湫凸r圖

過(guò)膨脹工況燃?xì)馍淞髟诎l(fā)展的過(guò)程中出現(xiàn)頸縮、斷裂、脹鼓、回?fù)舻鹊湫偷乃律淞鳜F(xiàn)象.在A處，可明顯觀察到燃?xì)馍淞鞒尸F(xiàn)長(zhǎng)細(xì)狀并形成頸縮，部分燃?xì)庥捎诟邏鹤饔孟蛑車恚辉贐處，由于頸縮程度加強(qiáng)，出現(xiàn)了斷裂，但氣流未完全夾斷；在C處，燃?xì)馍淞饔捎跀嗔讯饓毫︼@著升高，氣體開始沿徑向發(fā)展形成脹鼓，但是在一些時(shí)刻脹鼓現(xiàn)象維持的時(shí)間極短，氣泡沒來(lái)得及膨脹就已經(jīng)被水流沖擊帶動(dòng)向前流動(dòng)；在D處，由于氣泡膨脹后壓力迅速減小，在后面水高壓的作用下，會(huì)推進(jìn)一部分燃?xì)庀蚯鞍l(fā)展，并且脹鼓現(xiàn)象發(fā)生的位置靠近噴管出口，因而射流擊打航行器尾部，產(chǎn)生回?fù)衄F(xiàn)象.相比于完全膨脹狀態(tài)，過(guò)膨脹射流發(fā)展速度較快，射流流動(dòng)更加復(fù)雜，并且發(fā)生典型周期現(xiàn)象的位置更靠近噴管出口.

2.1.2 無(wú)空化工況發(fā)動(dòng)機(jī)性能

圖6給出了噴管出口平均壓力的時(shí)變曲線.從圖6中可知，完全膨脹下噴管出口平均壓力脈動(dòng)幅度較小，壓力在1.5 MPa上、下小幅度振蕩.而在過(guò)膨脹工況由于外界水壓作用，氣-水交界的不穩(wěn)定性會(huì)引起較為劇烈的壓力脈動(dòng)，壓力幅值最大為6.1 MPa.造成兩種狀態(tài)出口壓力特性迥異的原因有兩點(diǎn)，一個(gè)是兩種工況流場(chǎng)非定常性強(qiáng)度不同，過(guò)膨脹工況氣/水交界不穩(wěn)定性更強(qiáng)，射流出現(xiàn)了頸縮、斷裂、脹鼓和回?fù)衄F(xiàn)象，而完全膨脹工況只出現(xiàn)了頸縮、脹鼓現(xiàn)象，這從射流演變圖中可知；另一個(gè)是發(fā)生典型周期現(xiàn)象位置不同，過(guò)膨脹工況發(fā)生典型周期現(xiàn)象的位置距離噴管出口更近，壓力脈動(dòng)對(duì)噴管影響強(qiáng)烈，而完全膨脹工況的典型周期現(xiàn)象發(fā)生位置離噴管較遠(yuǎn)，作用效應(yīng)弱.

圖6 在完全膨脹和過(guò)膨脹兩種工況噴管出口平均壓力脈動(dòng)特性

圖7為過(guò)膨脹工況噴管出口壓力的頻譜分析圖.由圖7可知，過(guò)膨脹噴管出口出現(xiàn)最大壓力幅值時(shí)，其頻率大約為300 Hz，噴管出口壓力的機(jī)械能量主要分布在0～2 000 Hz范圍內(nèi)，此時(shí)壓力振蕩劇烈，而頻率大于2 000 Hz后，能量逐漸減小，流場(chǎng)脈動(dòng)特性較弱.

圖7 過(guò)膨脹噴管出口壓力頻譜圖

根據(jù)射流演變過(guò)程分析可知，流場(chǎng)中出現(xiàn)了頸縮、斷裂、脹鼓和回?fù)舻人聡娚淞魈赜械湫椭芷诂F(xiàn)象，流場(chǎng)的非穩(wěn)定性可能會(huì)影響水下發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能，因此靠近噴管出口(p1)的壓力時(shí)變?nèi)鐖D8所示.圖8中可知在過(guò)膨脹工況下壓力脈動(dòng)幅值較大，流場(chǎng)壓力峰值最高可達(dá)當(dāng)?shù)亓黧w壓力的一倍，在壓力峰值處所對(duì)應(yīng)的時(shí)間點(diǎn)發(fā)現(xiàn)了氣體收縮現(xiàn)象.相較于過(guò)膨脹工況，完全膨脹工況射流流場(chǎng)壓力脈動(dòng)程度顯著較小，壓力振蕩較弱，因而對(duì)噴管出口壓力特性影響更弱.

圖8 在完全膨脹和過(guò)膨脹兩種工況監(jiān)測(cè)點(diǎn)p1處壓力脈動(dòng)特性

水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作安全性是本文最關(guān)注的問題，文獻(xiàn)[15]指出由于水環(huán)境的作用可能使發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作時(shí)出現(xiàn)故障，因此非常有必要研究發(fā)動(dòng)機(jī)工作安全特性.在這里，本文通過(guò)研究喉部流量的變化特性來(lái)分析不同工作狀態(tài)下燃燒室的安全工作特性.圖9給出了在完全膨脹與過(guò)膨脹工況的喉部流量時(shí)變線圖.從圖9中可知，完全膨脹狀態(tài)喉部流量沒有出現(xiàn)脈動(dòng)的現(xiàn)象，說(shuō)明外流場(chǎng)的非穩(wěn)定特性只影響噴管擴(kuò)張段，未對(duì)喉部流動(dòng)參數(shù)產(chǎn)生影響，進(jìn)而不會(huì)威脅到發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作時(shí)的安全性；在過(guò)膨脹的工況下，流量出現(xiàn)了脈動(dòng)現(xiàn)象，喉部流量最大變化幅度30.4%，說(shuō)明外界水壓力脈動(dòng)振蕩影響到了噴管喉部流體參數(shù)，這意味著燃燒室內(nèi)有相應(yīng)的燃?xì)獠⑽戳鞒鰢姽?，堆積在燃燒室內(nèi)，從而亦會(huì)導(dǎo)致燃燒室壓力增大約30.4%，不僅會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)出現(xiàn)故障，嚴(yán)重時(shí)可能會(huì)導(dǎo)致燃燒室爆炸.

圖9 完全膨脹和過(guò)膨脹兩種工況噴管喉部流量特性

圖10給出了水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性.完全膨脹工況下發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈動(dòng)特性較小，推力均值約為12.3 kN. 結(jié)合圖5可知，在完全膨脹工況下，尾流場(chǎng)發(fā)生頸縮、脹鼓等現(xiàn)象的位置距噴管出口較遠(yuǎn)，發(fā)生的壓力脈動(dòng)對(duì)噴管出口影響較小，進(jìn)而發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈動(dòng)特性較??；過(guò)膨脹工況，發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生顯著脈動(dòng)振蕩，幅值最大約為15.5 kN.結(jié)合圖6、7可知，尾流場(chǎng)發(fā)生頸縮、脹鼓、回?fù)舻痊F(xiàn)象的位置靠近噴管，噴管出口壓力脈動(dòng)強(qiáng)烈，壓力脈沖作用在噴管內(nèi)壁，發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生較大周期振蕩.

圖10 水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在完全膨脹和過(guò)膨脹工況下推力特性

2.2 通氣空化工況發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究

超空泡航行器在空化器后的通氣孔開始通氣生成超空泡的同時(shí)位于尾部的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)開始點(diǎn)火，超空泡開始逐漸向后發(fā)展，最后與超聲速噴射氣流耦合.本文目的是為了研究通氣超空化對(duì)水下發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性的影響，因此從超空泡與噴射氣流開始耦合時(shí)作為研究時(shí)間起點(diǎn).即本文時(shí)間t表示航行時(shí)間與空泡噴射流耦合時(shí)間結(jié)點(diǎn)的時(shí)間差值.

2.2.1 通氣空化工況燃?xì)馍淞靼l(fā)展過(guò)程

圖11給出了通氣空化工況噴管完全膨脹狀態(tài)和過(guò)膨脹狀態(tài)時(shí)的燃?xì)馍淞餮葑冞^(guò)程.由圖11可知，燃?xì)馍淞髟谡麄€(gè)發(fā)展過(guò)程中包括兩個(gè)部分，一部分是空泡閉合點(diǎn)后的射流區(qū)，另一部分是通氣空泡閉合區(qū).超空泡閉合點(diǎn)后的區(qū)域射流發(fā)展過(guò)程與無(wú)空化時(shí)的射流演變過(guò)程相似，并且這部分區(qū)域距水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)較遠(yuǎn)，因此此處不再重點(diǎn)討論其發(fā)展演變特性.在空泡閉合區(qū)內(nèi)，燃?xì)馍淞髟谡麄€(gè)發(fā)展過(guò)程中未出現(xiàn)無(wú)空化工況時(shí)的頸縮、斷裂、脹鼓、回?fù)舻鹊湫偷乃律淞鳜F(xiàn)象，通氣超空泡在航行器尾部與燃?xì)鈬娚淞飨嗷ヱ詈闲纬闪硕嘞辔擦?通氣超空泡開始接觸燃?xì)馍淞鲿r(shí)氣流流動(dòng)復(fù)雜，通氣空泡與燃?xì)庀嗷交欤S著通氣超空泡的進(jìn)一步向后發(fā)展，噴管附近完全被通入氣體與燃?xì)獾幕旌衔锾畛?，氣體流動(dòng)趨于穩(wěn)定.超空泡閉合區(qū)后的噴射流壓力振蕩，導(dǎo)致閉合點(diǎn)前的空泡輪廓發(fā)生不同程度的變形.相比較于完全膨脹工況，過(guò)膨脹工況超空泡閉合點(diǎn)后的區(qū)域射流非穩(wěn)定性更強(qiáng)，閉合點(diǎn)后的壓力振蕩更大，導(dǎo)致閉合點(diǎn)前的空泡輪廓形變程度更強(qiáng).

圖11 通氣空化時(shí)噴射流演變過(guò)程

2.2.2 通氣空化工況發(fā)動(dòng)機(jī)性能

圖12給出了在通氣超空化工況下完全膨脹和過(guò)膨脹狀態(tài)的噴管出口平均壓力的時(shí)變曲線.從圖12中可知，過(guò)膨脹狀態(tài)時(shí)噴管出口壓力開始劇烈振蕩，幅值最大約6 MPa，這與無(wú)空化工況條件下的振蕩壓力近似相同，大于10 ms以后，壓力脈動(dòng)程度顯著下降.此時(shí)噴管完全處于多相尾流中，出口平均壓力為1.85 MPa.完全膨脹狀態(tài)噴管出口平均壓力基本保持平穩(wěn)，壓力約為1.5 MPa，相比較于無(wú)空化工況，振蕩幅度有所降低.

圖12 通氣空化時(shí)在完全膨脹和過(guò)膨脹兩種工況噴管出口平均壓力脈動(dòng)特性

水下噴射流流場(chǎng)不穩(wěn)定現(xiàn)象是由氣/水界面大密度差條件下混合層流動(dòng)不穩(wěn)定所造成的.超空泡航行器工作時(shí)位于空化器后的通氣孔開始通入非凝氣體生成超空泡，同時(shí)水下發(fā)動(dòng)機(jī)開始工作，這其中涉及到發(fā)動(dòng)機(jī)3種工作模態(tài). 第1種是空泡還未完全發(fā)展，水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鈬娚淞髦苯訃娙胨?，由于大密度差條件導(dǎo)致壓力振蕩，這是過(guò)膨脹噴管出口及發(fā)動(dòng)機(jī)推力開始振蕩的原因；第2種是空泡閉合在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管后，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)雖然包裹于空泡內(nèi)，但空泡形態(tài)過(guò)小，在超聲速噴射流的沖擊下，氣/水摻混劇烈，這由空泡演變圖可知，此時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴射流仍存在與環(huán)境水的接觸，這是空泡剛發(fā)展到發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)壓力及推力振蕩的原因；第3種模式為超空泡繼續(xù)發(fā)展，生成完全包裹航行器的超空泡，且空泡閉合點(diǎn)距離噴管出口較遠(yuǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)完全工作于通入氣體中，猶如在空中工作一樣，通入的非凝結(jié)氣體阻隔了發(fā)動(dòng)機(jī)噴射流與水的之間接觸，避免了由于大密度差造成的混合層不穩(wěn)定流動(dòng)，因此壓力及推力振蕩顯著降低.

靠近噴管出口位置流場(chǎng)壓力脈動(dòng)特性會(huì)影響水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性，為研究超聲速噴射流流場(chǎng)壓力特性，圖13給出了流場(chǎng)中監(jiān)測(cè)點(diǎn)p1的壓力時(shí)變曲線.圖13中可知在過(guò)膨脹工況下監(jiān)測(cè)點(diǎn)p1處的壓力開始劇烈振蕩，幅值壓力最大約為7 MPa，這與無(wú)空化工況的壓力振蕩特性相同，隨后壓力脈動(dòng)振蕩幅度迅速下降，最大壓力值為4 MPa，平均壓力為3 MPa.完全膨脹狀態(tài)時(shí)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)p1的壓力呈現(xiàn)出與過(guò)膨脹工況相類似的變化特性，開始時(shí)壓力振蕩劇烈，之后壓力脈動(dòng)較弱.

圖13 通氣空化時(shí)在完全膨脹和過(guò)膨脹兩種工況監(jiān)測(cè)點(diǎn)p1處壓力脈動(dòng)特性

在通氣超空化條件下，噴管過(guò)膨脹狀態(tài)喉部流量穩(wěn)定在6.33 kg/s，沒有出現(xiàn)無(wú)空化工況下的喉部流量脈動(dòng)的現(xiàn)象，說(shuō)明通氣超空泡減弱了噴出射流對(duì)噴管內(nèi)部流動(dòng)的影響，抑制了發(fā)動(dòng)機(jī)喉部氣流參數(shù)的脈動(dòng)，穩(wěn)定了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能，有利于保障水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性；在完全膨脹工況下，喉部流量仍然穩(wěn)定，沒有出現(xiàn)振蕩特性，這與無(wú)空化條件下的噴管喉部流動(dòng)特性一致.

圖14給出了通氣超空化水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性.過(guò)膨脹工況水下發(fā)動(dòng)機(jī)推力開始產(chǎn)生顯著脈動(dòng)振蕩，這與噴管出口壓力的振蕩特性一致.推力的振蕩正是由于出口壓力脈動(dòng)劇烈，壓力脈沖作用在噴管內(nèi)壁，使發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生周期振蕩所造成的.當(dāng)在10 ms之后，發(fā)動(dòng)機(jī)推力振蕩減弱，基本保持平穩(wěn)，平均推力約為12.3 kN. 完全膨脹工況下發(fā)動(dòng)機(jī)推力基本保持平穩(wěn)，未出現(xiàn)強(qiáng)烈地脈動(dòng)現(xiàn)象，平均推力約為12.2 kN.

圖14 通氣空化時(shí)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在完全膨脹和過(guò)膨脹工況下推力特性

無(wú)空化條件下，水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力與噴管出口壓力具有相同的頻率特性，主頻率約為300 Hz，并且能量主要集中在低頻區(qū)域.這是因?yàn)閲娚淞靼l(fā)生頸縮、斷裂、脹鼓及回?fù)衄F(xiàn)象時(shí)流場(chǎng)振蕩特性最強(qiáng)，并且典型現(xiàn)象出現(xiàn)頻率較少.結(jié)合噴射流的空泡演變過(guò)程分析可知，水下超聲速噴射流基本分為兩種流動(dòng)模態(tài)，一種是湍流度相對(duì)平緩的流動(dòng)模式，主要是燃?xì)庀蛳铝鞣较蛄鲃?dòng)，此流動(dòng)狀態(tài)對(duì)應(yīng)高頻區(qū)；另一種是不穩(wěn)定模式，出現(xiàn)了劇烈的壓力振蕩，從而發(fā)生頸縮、脹鼓、回?fù)舻痊F(xiàn)象，此流動(dòng)對(duì)應(yīng)于低頻區(qū).

3 結(jié) 論

1)無(wú)通氣空化時(shí)，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾射流發(fā)生頸縮、斷裂、脹鼓、回?fù)舻确嵌ǔ，F(xiàn)象，相比較于完全膨脹工況，過(guò)膨脹工況發(fā)動(dòng)機(jī)喉部流量及推力分別產(chǎn)生30.4%、26.1%的振蕩幅度.

2)通氣空化時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流與通氣空泡耦合形成多相尾流，尾噴流流場(chǎng)非定常特性顯著減小，發(fā)動(dòng)機(jī)喉部流量及推力未發(fā)生劇烈振蕩，發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能幾乎不受工作壓力影響.

3)通氣空化時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力及流場(chǎng)穩(wěn)定的機(jī)理是通氣超空泡使噴射流與環(huán)境水隔離，減弱了氣/水界面因大密度差而形成的混合層不穩(wěn)定流動(dòng).