固體火箭發動機燃氣導流片導轉特性分析研究*

孫鐘阜，鄭 健，薛海峰

(1海軍駐上海地區水聲導航軍代室，上海 201108;2南京理工大學機械工程學院，南京 210094)

0 引言

在火箭武器設計中，為了減小推力偏心、氣動偏心和質量偏心等擾動因素產生的火箭彈散布，通常使火箭彈繞縱軸低速旋轉;為了利用離心慣性力使火箭彈引信解脫保險機構，也需使火箭彈繞縱軸旋轉?；鸺龔椑@縱軸旋轉的方法通常包括:采用螺旋定向器發射，尾翼式火箭彈尾翼片斜置，設計專門的導轉火箭發動機，在火箭發動機噴管內安裝燃氣導流片導轉。采用螺旋定向器發射在出炮口時達到最大轉速，出炮口后要依靠其它方法導轉;斜置尾翼片導轉方法可以在全彈道上導轉，但在膛內不能導轉，且在彈道初始段轉速較低;采用導轉發動機可以獲得較高轉速，但結構比較復雜，生產成本高;采用在噴管內安裝的燃氣導流片導轉不但能在發射管內導轉，獲得較高的炮口轉速，而且在整個主動段內都在導轉，通常調整導流片尺寸及斜置角可以獲得預定的轉速特性，且總體結構比較簡單[1－2]。

文中主要對噴管中燃氣導流片的流場特性進行了數值仿真研究，計算分析了其導轉特性，并與噴管燃氣導流片的高速旋轉試驗結果進行了比較研究。

1 數學模型

考慮到固體火箭發動機燃氣尾流的性質(高溫高壓、高馬赫數、流場中有激波和膨脹波組成的復雜波系)，選擇三維粘性N-S方程及k-ε湍流模型來描述燃氣與燃氣導流片之間的相互作用，模型中忽略多組分、化學反應以及發動機中產生的凝相組分對流場的影響。氣相控制方程組為:

式中:Q= (ρ，ρu，ρv，ρw，ρe)T為守恒向量，ρ、(u，v，w)和e分別為密度、直角坐標系下的速度分量和單位質量氣體的總能量;?Ω為某一固定區域Ω的邊界;n為邊界的外法向量;Fc和Fv分別為矢通量分解后的對流矢通量和粘性矢通量。狀態方程為p=ρRT，R為氣體常數[3-4]。

2 物理模型與邊界條件

噴管內燃氣導流片的結構示意圖如圖1所示，燃氣導流片安裝在噴管擴張段后端的圓筒段內，每個導流片相對于噴管軸線都有一個角度為α的斜置角，斜置方向都向右。固體火箭發動機推進劑在燃燒室內部經點火燃燒，在噴管出口導流片處形成高溫、高壓、欠膨脹的射流燃氣，形成受導流片影響的尾流區域[5－7]。

2.1 計算區域

由于文中只考慮噴管燃氣導流片的導轉力矩特性，且噴管出口燃氣都處于超音速流動狀態，其下游流場狀態對上游的計算不會產生影響，因此為了減小計算量，在數值建模中未建立導流片外部的流場計算域，計算區域只取發動機噴管本體部分及燃氣導流片的流場區域。整個計算模型采用分區法劃分結構網格，網格總量約為90萬。

2.2 邊界條件

1)入口邊界:位于圖1中的左側噴管入口區域。一般可采用壓力入口條件和質量流率入口條件兩種，前者注重總壓;后者則強調邊界上的質量流率。文中采用后者進行計算，其具體參數根據燃燒室燃氣的狀態計算獲得，數據見表1。

2)出口邊界:根據噴管出口的流動狀態，采用壓力出口條件可以滿足計算要求。

3)固體壁面邊界:文中不考慮傳熱、摩擦等因素，認為發動機噴管內壁和導流片等均是無摩擦絕熱，因此采用無滑移絕熱固體壁面條件。

表1 質量流率入口參數

3 燃氣導流片流場及導轉特性計算分析

3.1 燃氣導流片流場分析

圖2為燃氣導流片在斜置角α=15°和α=19°下的表面壓力分布。由圖2可知，燃氣導流片在斜置角α=15°和α=19°下的壓力分布規律基本相同，即迎風面(Windward)的壓力大于背風面(Leeward)的壓力，因此導流片的導轉力矩主要是由其迎風面和背風面的壓力差形成法向力，繞彈體軸線作用產生的。隨著導流片斜置角的增大，導流片頭部的壓力分布和壓力值在迎風面和背風面上幾乎沒有變化，迎風面在導流片中后部的壓力增大，而背風面的壓力也沒有變化。因此，導流片隨斜置角的增加，其迎風面和背風面的壓力差增大，而它們的法向力繞彈體軸線的作用距離基本不變，從而導流片的導轉力矩也隨著斜置角的增加而增大。

圖2 燃氣導流片表面壓力分布圖

3.2 燃氣導流片導轉力矩分析

通過對噴管內燃氣導流片流場的數值仿真，計算獲得導流片在不同斜置角下的導轉力矩和壓心位置，具體結果見表2。由燃氣導流片流場分析可知，隨著導流片斜置角的增加，導流片在迎風面和背風面的壓力差增大，且在中后部的壓力差比重增大，因此隨著導流片斜置角的增加，其導轉力矩增大，壓心位置后移，這也從表2中的數據反映出。

表2 斜置導流片的導轉力矩計算結果

4 火箭彈轉速計算及試驗結果分析

為了使火箭彈繞縱軸旋轉，在火箭發動機設計中采用了燃氣導流片導轉，導流片結構如圖1所示。根據導流片導轉特性參數、火箭發動機參數及全彈結構特征數，利用火箭外彈道微分方程組，計算了轉速特性參數，試制實驗發動機和飛行樣機后，進行了高速旋轉試驗臺和外彈道轉速特性的參數測試。理論計算、試驗臺測試和外彈道測試的轉速數據見表3。

圖1 噴管內燃氣導流片結構示意圖

表3 火箭彈轉速計算及試驗參數

由表3中數據可見，在外彈道上由遙測設備測試的轉速與理論計算結果比較近，而試驗臺測試結果與理論計算結果相差較大。分析其原因，可能是在高速旋轉試驗臺測試中沒有飛行速度和空氣動力特性，與實際飛行過程的差異造成的。

5 結論

根據理論分析及試驗結果，可以得到以下結論:

1)利用燃氣導流片使火箭旋轉，可以獲得良好的轉速特性;

2)燃氣導流片所產生的導轉力矩主要取決于導流片結構尺寸和斜置角等參數;

3)由理論計算和試驗測試的轉速數據對比結果可知，燃氣導流片導轉力矩特性的數值計算結果真實可靠。

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