配合間隙對同軸線對開雙噴管結構軌控發動機性能的影響①

孫立剛，李 林，鄧 哲，李佳明，張 鐸

(西北工業大學航天學院，西安 710072)

配合間隙對同軸線對開雙噴管結構軌控發動機性能的影響①

孫立剛，李 林，鄧 哲，李佳明，張 鐸

(西北工業大學航天學院，西安 710072)

所描述的軌控發動機采用同軸線對開雙噴管結構設計，通過對不同工況、不同間隙條件下軌控發動機的流場進行數值模擬，得到了間隙對發動機燃燒室壓強、推力等性能參數的影響規律。研究結果表明，當軌控發動機的轉子配合間隙不斷減小時，推力調節室總壓隨之不斷增大，質量流率不斷減小，發動機的推力調節特性變優。

軌控發動機;轉子;配合間隙;數值仿真

0 引言

隨著高性能衛星與航天器的發展，對軌道控制的固體發動機的應用日益廣泛，如國外小型衛星軌道定位、姿態調整、小型導彈末修和精確定位等［1-4］。國內外有很多技術手段來減少固體軌控發動機能量損失，比如熄滅和重新點燃軌控發動機來延長工作時間等［5-6］。采用旋轉式結構進行推力切換是較常用的一種方法，但至今為止，尚未有研究人員對發動機推力調節過程中動轉子間隙配合的影響做深入的探討。

本文以某固體軌控發動機為例，發動機采用同軸線對開雙噴管結構，動轉子在控制腔內進行旋轉做動，通過轉子堵塞或打開噴管，實現推力的切換與調節。系統存在2種工況:第一種工況為動轉子完全堵塞一個噴管，另一個噴管完全打開;第二種工況為動轉子旋轉至兩噴管對稱位置，2個噴管各打開一半流通面積。采用此種方式，軌控發動機在任何工況下當量喉部面積相等，避免燃燒室壓強的波動，達到提升系統的動態響應特性和調節特性的目的。

在實際工作過程中，動轉子和控制腔之間的配合間隙一直是設計難點，配合間隙設計過小，動轉子在受熱情況下會出現膨脹卡死現象，配合間隙設計過大，又會導致工作過程中的燃氣泄漏加劇，影響發動機的調節規律，引起工質和推力的損失［7-8］。所以，選擇合適的間隙能有效地減少發動機的流量和總壓損失，提高軌控發動機的能量利用率，進而提升軌控發動機的整體性能。本文的研究工作主要針對動轉子的配合間隙展開。

1 計算模型和計算方法

1.1 物理模型

計算的軌控發動機為同軸線對開雙拉瓦爾噴管結構，2個噴管共用1個燃燒室，燃燒室頭部設有控制腔，在控制腔的對稱位置布置2個噴管。控制腔內設計一個與推力調節室同軸心的動轉子，當動轉子旋轉至不同位置時，可改變2個噴管的通流面積，以此調節發動機推力。本文主要研究2種典型工況(圖1)。

圖1 2個典型工況Fig.1 Two typical cases

(1)工況Ⅰ:1個噴管被完全堵住，另1個噴管完全打開。

(2)工況Ⅱ:2個噴管分別被堵住一半通流面積。

在工況Ⅰ情況下，軌控發動機的推力達到最大值，發動機產生徑向推力;在工況Ⅱ情況下，軌控發動機推力為零，即軌控發動機平衡狀態。對這2種工況的流動進行分析得到性能參數。

1.2 計算方法

本文軌控發動機的2個噴管為同軸反向設置，噴管的位置是相對于推力調節室對稱，單個噴管推力為

軌控發動機所提供的推力為2個噴管的矢量和:

設計發動機推進劑為端面燃燒，燃面維持不變，且符合壓強指數燃速公式:

壓強指數n=-0.2，推進劑燃速與壓強呈反比關系。

對2種工況求解三維N-S方程。采用SIMPLE算法，對不同間隙和不同工況進行計算。

(1)湍流模型:計算間隙流動時，固體壁面的影響加大。所以，湍流模型采用重整化群k-ε模型。

應用上述計算模型，針對某同軸喉栓發動機進行數值仿真，并與其實驗結果進行對比驗證，圖2為數值仿真與實驗結果對比。如圖2所示，在該同軸喉栓發動機整個工作過程中，計算壓強值均與實驗壓強值吻合較好，驗證了本文數值計算模型的準確性。

圖2 計算與實驗結果對比Fig.2 Comparison between numerical and experimental rusults

(2)邊界條件:進口邊界條件為質量流率入口，為了使不同工況和轉子間隙下的入口壓強和質量流率自動得到，采用壓強指數燃速公式編寫UDF(User Defined Function)定義入口質量流率;出口邊界條件定義為壓力出口;壁面定義為無滑移邊界。

計算時，燃燒室總溫T*設置為1 400 K，相對分子質量M=20，動力粘度 μ=4.749×10-5kg/(m·s)。

對整個流場劃分網格，工況Ⅰ在間隙0.06 mm的情況下流場劃分了46萬網格單元。燃燒室和噴管處網格規模小，劃分得較稀疏，節省計算量和計算時間;動轉子和控制腔間隙較小，在進行網格劃分時，進行了局部加密，最小網格單元為1.403×10-12m3，使計算結果更加精確。在進行網格劃分的過程中，間隙處的加密網格和噴管、燃燒室處的稀疏網格采用平滑過渡，保證劃分單元的連續性。

2 計算結果與討論

截取了工況Ⅰ在轉子堵蓋間隙為0.06 mm時的壓力云圖(圖3)，被堵塞噴管在轉子堵蓋間隙處有一小部分高壓區，推力調節室處的方形空白區域為轉子堵蓋，壓力云圖表面間隙的存在，會導致工質的泄漏，馬赫數分布(圖4)比壓強分布更清晰地顯示了堵蓋間隙處的能量損失，整個下方噴管幾乎都存在流動情況。

計算結果得到了總壓和質量流率的大小。間隙變大時，噴管的等效喉部截面積變大，燃燒室總壓減小，因為指數壓強公式(r=apn)中n=-0.2，可知推進劑燃速增加，質量流率隨燃速的增加而增大。

表1為工況Ⅰ轉子堵蓋間隙大小不同的情況下軌控發動機的燃燒室總壓與質量流率變化，圖5給出燃燒室總壓和質量流率隨間隙的變化情況，同時給出了計算所得推力的變化趨勢。

圖3 工況Ⅰ中壓強分布Fig.3 Pressure contours of case 1

圖4 工況Ⅰ中馬赫數分布Fig.4 Mach-number contours of case 1

表1 工況Ⅰ總壓和質量流率變化Table 1 Total pressure and mass flow change of case 1

工況Ⅰ中軌控發動機的推力采用流場計算后取矢量和。表2為工況Ⅰ推力計算結果。從表1數據可看出，燃燒室總壓從1.332 MPa降低到了 1.154 MPa，損失了 13.36%;質量流率從0.115 kg/s增加到了0.119 kg/s，損失了3.48%。從表2可看出，隨轉子間隙從0 mm增加到0.6 mm，噴管一的推力從142 N逐漸減小到116 N，減小程度為18.31%;噴管二的推力從0逐漸增加到將近3 N;總推力從142 N減小到113 N，變化程度為20.42%。從計算結果可看出，在間隙存在的情況下，發動機的推力損失十分顯著。

圖5 工況Ⅰ總壓、質量流率與推力的變化Fig.5 Total pressure，mass flow and thrust change of case 1

表2 工況Ⅰ推力計算結果Table 2 Calculation of thrust in case 1

工況Ⅱ截取了在轉子堵蓋與推力調節室間隙為0.04 mm時的壓力分布(圖6)和馬赫數分布(圖7)。從云圖分布可看出，此情況下兩邊噴管的壓強分布與速度分布基本對稱。表3為工況Ⅱ下總壓和質量流率變化結果，表4為工況Ⅱ下推力計算結果。

圖6 工況Ⅱ中壓強分布Fig.6 Pressure contours of case 2

圖7 工況Ⅱ中馬赫數分布Fig.7 Mach-number contours of case 2

表3 工況Ⅱ總壓和質量流率變化Table 3 Total pressure and mass flow change of case 2

表4 工況Ⅱ推力計算結果Table 4 Calculation of thrust in case 2

從表3可看出，隨著間隙的增大，對稱打開的噴管仍會產生總壓和質量流率的損失。工況Ⅱ中推力性能的變化可從表3中看出，推力調節室總壓從1.253 MPa降低到了 1.082 MPa，損失了 13.65%;質量流率從0.117 kg/s增加到了 0.120 kg/s。

從表4中可看出，隨轉子間隙從0 mm增加到0.6 mm，噴管一的推力從46.60 N逐漸增大到48.63 N，增大程度為4.36%;噴管二的推力從46.87 N逐漸增加到將近48.58 N，增大程度為3.65%。其產生的總推力均在0 N左右，對發動機性能影響不大，但其壓強有所損失。

3 結論

(1)工況Ⅰ中隨間隙增大，發動機的推力從142 N減小到113 N，推力損失為20.42%，且總壓逐漸減小，質量流率逐漸增大。

(2)工況Ⅱ為停機工況，總推力理論值為0 N。隨間隙增大，推力調節室總壓從1.253 MPa降低到了1.082MPa，提高了推進劑燃速，質量流率逐漸增大，造成了工質損失。

(3)由工況Ⅰ和工況Ⅱ計算結果顯示，動轉子與控制腔設計間隙對軌控發動機的推力性能影響較大，所以，在軌控發動機設計中，動轉子配合間隙在設計過程中不可忽略，要著重考慮。

［1］Peter Smith.Resistojet thruster design and development programme［R］.AIAA 2006-5210.

［2］Miotti P，Tajmar M，Guraya C，et al.Bi-propellant micro-rocket engine［R］.AIAA 2004-6707.

［3］Roberto Cocomazzi，Cristina Galamini，Aldo Schiavone，et al.Cold gas microthruster characterization in vacuum，using a high precision microbalance［R］.AIAA 2007-5721.

［4］閆聯生，王濤，鄒武，等.國外復合材料推力室技術研究進展［J］.固體火箭技術，2003，26(1).

［5］Mark Jackson.Orion orbit reaction control assessment［R］.AIAA 2007-6684.

［6］張淑慧，胡波，孟雅桃.推力可控固體火箭發動機應用及發展［J］.固體火箭技術，2002，25(4).

［7］虞榮林，譚湘霞，朱江東.戰區導彈防御(TMD)攔截器固體軌控發動機技術［J］.現代防御技術.2000，28(3).

［8］張國舟.微推進系統的軌控發動機動態分析［J］.北京航空航天大學學報，1999，25(6).

Effects of clearance on properties of orbit-control motor with double opposite nozzle

SUN Li-gang，LI Lin，DENG Zhe，LI Jia-ming，ZHANG Duo
(College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi＇an 710072，China)

Different flow fields of the orbit-control motor with double opposite nozzle in different condition or in different fit clearances were numerically simulated and effect of fit clearances on orbit-control motor performance parameters was detected.Results show that when the clearance between motor and control chamber gets closer，total pressure of thrust chamber is higher;mass flow rate is lower and thrust of orbit-control motor is improved.

orbit-control motor;rotor;fit clearance;numerical simulation

V445

A

1006-2793(2012)03-0348-04

2011-08-20;

2011-12-06。

孫立剛(1974—)，男，博士生，主要研究方向為固體火箭發動機總體設計。E-mail:sunligang2008@tom.com

(編輯:薛永利)