進(jìn)氣交匯位置對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能影響的仿真研究

李棟 仇振安 王鋒 張宏飛 郭垠昊

摘要：通過對雙下側(cè)進(jìn)氣布局的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)氣交匯位置變化的各狀態(tài)進(jìn)行三維燃燒數(shù)值仿真，研究固定一次燃?xì)鈺r進(jìn)氣交匯位置對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能的影響。仿真結(jié)果表明，進(jìn)氣交匯點(diǎn)從遠(yuǎn)離進(jìn)氣道一側(cè)向靠近進(jìn)氣道變化時，固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒程度將隨之改變，導(dǎo)致補(bǔ)燃室出口溫度場的畸變度先降低、后增加、再降低，當(dāng)交匯點(diǎn)在補(bǔ)燃室中心時補(bǔ)燃室出口的不均勻度達(dá)到最大;同時發(fā)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的推力與出口截面溫度場的畸變度變化規(guī)律相反，即畸變度越低發(fā)動機(jī)性能越高;亦發(fā)現(xiàn)補(bǔ)燃室出口處溫度場均勻時發(fā)動機(jī)噴管內(nèi)的損失也會較低。

關(guān)鍵詞： 進(jìn)氣道交匯位置;固體火箭沖壓發(fā)動機(jī);補(bǔ)燃室;燃燒仿真;推進(jìn)系統(tǒng)

中圖分類號：TJ763;V435? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A? 文章編號： 1673-5048（2021）02-0100-04

0 引? 言

整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)具有比沖高、質(zhì)量輕、速度快、體積裝填率高、可維護(hù)性好等諸多優(yōu)點(diǎn)，能夠最大限度地滿足新一代戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈對動力的需求[1-2]。國外對這種發(fā)動機(jī)的研究已取得了突破性進(jìn)展，并成功應(yīng)用于新型導(dǎo)彈。

國內(nèi)外在該領(lǐng)域開展了廣泛的研究，不斷完善其性能預(yù)測模型[3-4]，分析了雙下側(cè)進(jìn)氣構(gòu)型[3，5]、兩側(cè)進(jìn)氣[6-7]和下頜式進(jìn)氣[8]的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能的優(yōu)缺點(diǎn)。并在同一構(gòu)型中研究了進(jìn)氣角度、燃?xì)鈬娚浞绞脚c角度、補(bǔ)燃室長度、空燃比等對發(fā)動機(jī)性能的影響[5，9-11]。但這些研究多是從單一部件的角度研究其對性能的影響，尚未見從部件匹配的角度進(jìn)行相關(guān)研究的文獻(xiàn)。

本文針對一種頭部雙下側(cè)進(jìn)氣的整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)，研究進(jìn)氣道進(jìn)氣交匯位置改變對整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能的影響，以及進(jìn)氣道安裝角與一次燃?xì)馍淞髌ヅ湟鸢l(fā)動機(jī)性能的變化，進(jìn)而希望驗(yàn)證部件匹配性對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能優(yōu)化的可行性。具體為固定燃?xì)鈬娚湮恢茫ㄔ诳拷M(jìn)氣道一側(cè)L=0.388處，出口為矩形，一次燃?xì)獬隹隈R赫數(shù)為1.88），針對9個狀態(tài)建立幾何模型，各模型之間的差別在于進(jìn)氣道氣流交匯位置不同，如圖1所示。其中L的單位為發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室半徑，L>0的模型氣流交匯點(diǎn)在遠(yuǎn)來流方向（遠(yuǎn)離進(jìn)氣道一側(cè)），L<0的模型氣流交匯點(diǎn)在近來流方向（靠近進(jìn)氣道一側(cè)），而L=0的模型氣流交匯點(diǎn)在補(bǔ)燃室的軸線上（以該工況為基準(zhǔn)工況）。具體如表1所示。

1 計(jì)算模型與網(wǎng)格劃分

1.1 物理模型

本文選擇固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)連管試驗(yàn)樣機(jī)流場進(jìn)行研究。由于研究對象為對稱體，且不需考慮迎角和側(cè)滑角組合的情況，流動具有對稱性，為減少計(jì)算量，取整個發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)的1/2作為計(jì)算域，結(jié)構(gòu)如圖2所示。

1.2 數(shù)學(xué)模型

整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室的流動和燃燒情況復(fù)雜，一般通過求解流體力學(xué)中的雷諾時均N-S方程進(jìn)行研究。其中流動狀態(tài)為湍流流動，本文采用壁面強(qiáng)化的k-ε兩方程湍流模型，近壁面附面層內(nèi)的流動采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行?；幚?。燃燒模型采用非預(yù)混的PDF模型，具體是將湍流流動和化學(xué)反應(yīng)間的相互作用考慮為一個概率密度函數(shù)的關(guān)系，如圖3所示。

為了模擬整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室的燃燒和流動狀態(tài)，對本文所用模型作如下假設(shè)：

（1） 將一次燃?xì)獬煞趾喕癁锽（30%）、C4H6（30%）、AP（40%）燃燒后的產(chǎn)物，通過熱力計(jì)算求解相應(yīng)組分;

（2） 所有氣體相為滿足氣體狀態(tài)方程的理想氣體;

（3） 固定壁面均為絕熱壁面，不參與任何化學(xué)反應(yīng)。

1.3 邊界條件

計(jì)算中，空氣和燃?xì)獾倪吔鐥l件均為入口邊界，出口邊界為壓力出口，壁面為無滑移的絕熱壁面邊界，對稱面設(shè)為對稱邊界，具體設(shè)置如表2所示。

1.4 計(jì)算網(wǎng)格

本文的研究采用專業(yè)的網(wǎng)格生成工具進(jìn)行網(wǎng)格劃分，經(jīng)網(wǎng)格驗(yàn)證最終生成六面體網(wǎng)格，如圖4所示?？紤]到進(jìn)氣轉(zhuǎn)彎段結(jié)構(gòu)、流動復(fù)雜，以及要保證網(wǎng)格過渡均勻的前提下進(jìn)行網(wǎng)格局部加密，以提高計(jì)算的精度和效率?？紤]到湍流模型和邊界層效應(yīng)的影響，在壁面網(wǎng)格進(jìn)行加密，并保證Y+在50～200之間。

2 模型驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文采用的仿真計(jì)算模型，對某頭部兩側(cè)進(jìn)氣的整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的典型工況（高度為20 km，飛行馬赫數(shù)3.6）狀態(tài)進(jìn)行仿真，并與相應(yīng)的連管試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，如表3所示?？梢钥吹椒抡嬗?jì)算得到的壓強(qiáng)與試驗(yàn)測得的壓強(qiáng)之間的誤差小于3%。這表明本文采用的仿真計(jì)算方法具有較高的準(zhǔn)確性，可用于整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能預(yù)測。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

由圖5可見，隨著氣流交匯點(diǎn)位置L從1.13到-0.46變化，補(bǔ)燃室出口截面上的高溫區(qū)開始處于近來流位置，接著逐漸轉(zhuǎn)移到補(bǔ)燃室軸線附近，最后再轉(zhuǎn)移到遠(yuǎn)來流方向。出現(xiàn)這樣的現(xiàn)象是由進(jìn)氣道氣流與一次射流燃?xì)庵g相互摻混的情況決定的：當(dāng)L=1.15時，進(jìn)氣道氣流交匯點(diǎn)在遠(yuǎn)來流方向，而一次燃?xì)馍淞鲃t偏向近來流方向，在補(bǔ)燃室靠后的位置空氣將燃?xì)鈮合蚪鼇砹饕粋?cè)，使得摻混燃燒區(qū)域靠近來流壁面區(qū)域，所以在補(bǔ)燃室的近來流方向出現(xiàn)高溫區(qū);而當(dāng)L在0.58～0.24范圍時，雖然進(jìn)氣道氣流交匯點(diǎn)仍在遠(yuǎn)來流方向，但此時的氣流交匯點(diǎn)已經(jīng)向補(bǔ)燃室軸線附近移動，一次燃?xì)馍淞髂軌虼┻^進(jìn)氣道氣流，使得摻混燃燒區(qū)域在發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室軸線附近，因此，高溫區(qū)也逐漸從近來流區(qū)域轉(zhuǎn)移到軸線附近;當(dāng)L在0.24～-0.46范圍時，由于氣流交匯點(diǎn)逐漸移向近來流方向，一次燃?xì)馍淞鞅贿M(jìn)氣道氣流擠壓向遠(yuǎn)來流方向，導(dǎo)致高溫區(qū)出現(xiàn)在遠(yuǎn)來流方向。

由圖6可見，當(dāng)L在1.15～0.24范圍時，出口截面速度分布要比L在0～-0.46范圍下各工況的要均勻，而且低速區(qū)域的變化規(guī)律與補(bǔ)燃室出口截面上的靜溫圖中低溫區(qū)域的分布變化規(guī)律相似，這也是由進(jìn)氣道氣流與燃?xì)獍l(fā)生器射流之間相互摻混燃燒的情況決定的。

對仿真結(jié)果進(jìn)一步分析，計(jì)算溫度畸變：

D=（Tmax-Tmin）/Tave

式中：D為畸變度;Tmax為對應(yīng)截面上的最高溫度;Tmin為對應(yīng)截面上的最低溫度;Tave為對應(yīng)截面上的平均溫度。

理論推力計(jì)算公式：

F=m··v+（pe-pa）·A

式中：F為理論臺架推力;m·為質(zhì)量流量;v為出口截面平均速度;pe為出口截面平均壓強(qiáng);A為出口截面面積;pa為環(huán)境壓強(qiáng)。

圖7為溫度畸變度和推力隨著氣流交匯位置的變化規(guī)律。氣流交匯位置L在1.15～-0.46范圍變化時，溫度畸變度隨著L的變化先減小、后增大再減小，這是由發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒的均勻度決定的。L在0.24～0.58附近的溫度畸變度較小，在45%～60%之間，即摻混燃燒較好，而其他交匯點(diǎn)狀態(tài)的溫度畸變度則要稍微大一些。L=0時，補(bǔ)燃室出口截面溫度畸變度最大，達(dá)到了122%，說明燃?xì)鈬娍谠诮鼇砹魑恢玫那闆r下，進(jìn)氣道進(jìn)氣的交匯位置在遠(yuǎn)來流時有利于補(bǔ)燃室摻混燃燒的進(jìn)行。推力與溫度畸變度變化規(guī)律相反。L在1.15～0.24范圍時，各工況推力較其他工況要大一些。當(dāng)L=0.46時（工況3），推力值達(dá)到最大。結(jié)合圖5可以看到，該工況下一次燃?xì)馀c空氣摻混形成的高溫區(qū)剛好在補(bǔ)燃室中間部分，即該狀態(tài)一次燃?xì)馀c空氣摻混燃燒得最好。此時無論L增大還是減小，均會使高溫區(qū)偏向補(bǔ)燃室一側(cè)，降低摻混燃燒的效率，造成畸變度隨L變化線的轉(zhuǎn)折。

當(dāng)L=0時（工況6），理論推力最小，以之為基準(zhǔn)，可得工況3提升最大，為19.3%，其他工況較工況6也有明顯提升。說明發(fā)動機(jī)的性能與摻混燃燒的程度有著密切聯(lián)系，摻混燃燒效果越好，補(bǔ)燃室出口截面溫度場越均勻，則發(fā)動機(jī)的性能就越好，即選擇合適進(jìn)氣交匯位置與一次燃?xì)馍淞髌ヅ涞卯?dāng)，將會明顯提高整個固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的性能。

圖8展示了各工況的噴管總壓恢復(fù)系數(shù)和補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)。各工況下的補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)基本差別不大（在97%～98.5%范圍內(nèi)），僅工況3稍高，說明改變進(jìn)氣道交匯點(diǎn)位置對發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室流動損失的影響較小。結(jié)合圖9可知，

隨著發(fā)動機(jī)內(nèi)特征總壓L下降均是先增大、后減小、再增大，與溫度畸變的規(guī)律相反。即摻混燃燒引起補(bǔ)燃室流動和溫度均勻度變化，會較大程度影響到噴管的性能，即較均勻的噴管入口參數(shù)（補(bǔ)燃室出口溫度、速度）將對應(yīng)較高的總壓恢復(fù)，有利于獲得較高的發(fā)動機(jī)性能。

4 結(jié)? 論

本文通過數(shù)值仿真研究了固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道安裝方式對發(fā)動機(jī)性能的影響 ，即進(jìn)氣道交匯點(diǎn)位置從1.15到-0.46變化時，發(fā)動機(jī)性能隨之變化的規(guī)律：

（1） 發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒變化劇烈，導(dǎo)致補(bǔ)燃室出口流場的均勻度先降低、后增加、再降低，溫度畸變的變化規(guī)律與之相同;

（2） 發(fā)動機(jī)的理論推力與出口截面溫度場的畸變度變化規(guī)律相反;

（3） 補(bǔ)燃室出口溫度場均勻時，發(fā)動機(jī)噴管內(nèi)的流動損失也較低。盡管固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣交匯位置的變化對補(bǔ)燃室摻混的流動損失影響較小，但補(bǔ)燃室的燃燒組織情況會受影響。補(bǔ)燃室的壓強(qiáng)、噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)亦會左右發(fā)動機(jī)的性能。

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Simulation Research on Influence of Inlets Crossing

Position on Solid Ducted Rocket Performance

Li Dong*，Qiu Zhenan，Wang Feng，Zhang Hongfei，Guo Yinhao

（Military Representative Office of Army Aviation Equipment Department in Luoyang District，Luoyang 471009，China）

Abstract： A? 3D combustion simulation research? about the varied inlets crossing positions of the solid ducted rocket with? two inlets is carried out to study the influence of inlets crossing position on the performance of solid ducted rocket with fixed primary fuel injection.? The performance of solid ducted rocket changes greatly when the crossing position moves from the side far away from the inlet to the side near the inlet.? And the? temperature field distortion at the outlet of the combustor declines at first，then it rises，but it decreases in the end. When crossing position is at the center of the combustor，the nonuniformity of the combustor outlet reaches the maximum.? While the performance of solid ducted rocket opposites with the? temperature field distortion，that means，the lower the distortion，the higher the engine performance

. When the? temperature field at the combustor outlet is uniformity，the less nozzle lost would be gotten as well.

Key words： inlets crossing position;solid ducted rocket;combustor;combustion simulation; propulsion system

收稿日期：2020-04-28

作者簡介：李棟（1974-），男，陜西西安人，碩士研究生，研究方向?yàn)榭刂评碚撆c控制工程。