發(fā)動機燃氣舵氣動特性研究

摘 要：采用仿真方法對某種矩形燃氣舵推力矢量裝置的氣動特性進行研究，得到不同舵片配置、不同舵偏角下多種工況流場仿真結(jié)果。分析表明，該燃氣舵在0°～20°舵偏角范圍內(nèi)，產(chǎn)生的垂直控制力、水平控制力均隨舵偏角的增大而增大，垂直控制力與舵偏角具有較高的單調(diào)線性度，水平控制力隨著舵偏角的增大，變化梯度呈逐漸增大的趨勢。

關(guān)鍵詞：推力矢量；燃氣舵；氣動特性；數(shù)值仿真

中圖分類號：V435 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1673-5048（2013）04-0034-03

StudyonAerodynamicCharacteristicsofGas VaneinSolidRocketMotor

FANGLei1，2，MOZhan1，2，DUChangbao1，WANGJunqi1

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryof

ScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）

Abstract：Numericalsimulationisappliedtostudytheaerodynamicperformanceoftherectangular gasvanethrustvectoringsystemandtheflowfieldsimulationresultsofworkingconditionsunderdifferent vaneconfigurationanddifferentvanedeflectionanglesareattained.Theresultsshowthatboththevertical forceandthehorizontalforceenhancewiththeincreasingofthevanedeflectionangle，whenthevanedeflectionangleaddsintherangeof0°～20°.Theverticalforcechangeshighlinearmonotonewiththevane deflectionangle，whilethegradsofthehorizontalforceaugmentsastheaggrandizingofvanedeflection angle.

Keywords：thrustvector；gasvane；aerodynamiccharacteristics；numericalsimulation

0 引 言

燃氣舵推力矢量控制系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡單、作動力矩小、伺服系統(tǒng)質(zhì)量小等優(yōu)點[1-2]，第四代先進近距格斗空空導(dǎo)彈如AIM-9X、MICA、IRIS-T等均采用了燃氣舵推力矢量裝置。隨著燃氣舵在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用，對燃氣舵數(shù)值仿真研究日益增多。李軍[3]對非定常燃氣舵繞流場進行了數(shù)值分析，給出了舵片受力隨時間的變化規(guī)律；常見虎等[4]通過對燃氣舵流場的仿真，給出了流場的波系結(jié)構(gòu)；劉洋等[5]進行的熱仿真分析，得到溫度分布隨舵偏角變化的規(guī)律；杜長寶等[6]對燃氣舵造成的推力損失進行了分析與測試；曹熙煒等[7]對特型燃氣舵進行了數(shù)值模擬分析；莫展等[8]研究了不同高度下帶燃氣舵發(fā)動機尾流場的特性。

本文采用FLUENT軟件對某矩形燃氣舵推力矢量裝置進行仿真分析，得到燃氣舵在發(fā)動機工作過程中控制力、阻力等氣動特性參數(shù)，獲得該型燃氣舵設(shè)計的基本規(guī)律。

2.2 計算邊界條件

遠場條件：101000Pa，298K；空氣入口邊界：101000Pa，298K；出口邊界定義為壓力出口邊界；壁面邊界條件為絕熱固壁。

將下列參數(shù)作為計算的條件和輸入?yún)?shù)：發(fā)動機平均工作壓強10.8MPa；噴管入口溫度3156K；燃氣比熱比1.17；定壓比熱取2218J/kg·K；燃氣分子量25.8″。

2.3 網(wǎng)格生成

對燃氣舵尾流場進行全六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，依據(jù)幾何特性在舵面附近將網(wǎng)格加密，網(wǎng)格總數(shù)約為70萬，見圖2。

3.1 計算工況

本文分別研究了2片舵、4片舵兩種組合方式在5°，10°，15°和20°舵偏角下的氣動特性，具體工況條件見表1。

3.2 計算結(jié)果

3.2.1 流場情況

通過對燃氣舵流場特性分析，發(fā)現(xiàn)兩片舵的4種工況之間、四片舵的3種工況之間的流場特性具有相似性，以兩片舵面同向轉(zhuǎn)動10°（工況2）的流場進行說明。分析基于彈體坐標(biāo)系：噴管出口截面中心為原點，原點沿彈體軸線指向尾部為X軸，原點指向吊掛方向為Z軸，Y軸按右手螺旋定理取。

兩個舵片同時轉(zhuǎn)動時舵面上靜壓分布如圖3所示。由于燃氣舵靠近噴管區(qū)域迎著出口氣流，氣流受到壓縮，燃氣舵面上靠近噴管口區(qū)域的壓強明顯高于遠離噴管口的舵面區(qū)域，特別是舵前緣根部的壓縮最為劇烈，故壓強最大。

3.2.2 結(jié)果分析

經(jīng)處理，積分得到舵片及彈體上受到的力，見表2。其中：X為單個轉(zhuǎn)動舵片切向受力；Y為舵片法向受力；Fx為單個轉(zhuǎn)動舵片受力轉(zhuǎn)化到彈體坐標(biāo)系下的水平控制力（阻力）；Fy為單個轉(zhuǎn)動舵片受力轉(zhuǎn)化到彈體坐標(biāo)系下的垂直控制力（升力）。舵片受力X，Y與彈體坐標(biāo)系下的受力由式（2）～（3）進行轉(zhuǎn)換，δ為舵偏角。

Fx=Xcosδ+Ysinδ（2）

Fy=Ycosδ-Xsinδ（3）

由表2可見，舵片上的法向力Y隨舵偏角增大而增大；切向力X的變化規(guī)律則不明顯，兩片舵膨脹波。同時可以看到由于激波的存在，激波后的靜溫較波前也有明顯的升高。

將流體域做軸向剖切（x=28.6mm），軸向截時切向力隨舵偏角的增加而略有增加，四片舵時切向力隨舵偏角的增加而略有降低。

垂直控制力Fy隨著舵偏角的增加而增加，在20°以內(nèi)與舵偏角具有較高的線性度，平均升力梯度45.82N/（°）。水平控制力Fx隨著舵偏角增加而增加，變化曲線呈拋物線形，隨舵偏角增大，阻力的變化梯度也增大，如圖7所示。

此外，由表2可見，在相同的入口參數(shù)輸入和舵偏角下，舵片受力大小會隨舵片個數(shù)的不同而產(chǎn)生差異，表明存在舵間干擾。相同偏角的舵片，會因為其他舵片的存在而產(chǎn)生不一樣的控制力，但舵間干擾與偏轉(zhuǎn)角度大小并無特定關(guān)系，需要進一步研究。

4 結(jié) 論

[1]宋振峰.推力矢量技術(shù)在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用[J].航空兵器，1993（3）：26-28.

[2]王永壽.導(dǎo)彈的推力矢量控制技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈，2005（1）：54-60.

[3]李軍.非定常燃氣舵繞流場的數(shù)值分析[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2005，37（4）：471-475.

[4]常見虎，李軍，周長省，等.推力矢量發(fā)動機燃氣舵舵間干擾的數(shù)值分析[J].固體火箭技術(shù)，2008，31（2）：141-144.

[5]劉洋，何國強，劉佩進，等.固體火箭發(fā)動機燃氣舵熱分析數(shù)值研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2007，27（3）：165-168.

[6]杜長寶，李軍.固體火箭發(fā)動機燃氣舵推力損失的數(shù)值分析與測試[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2010，30（2）：155-157.

[7]曹熙煒，劉宇，謝侃，等.一種特型燃氣舵數(shù)值模擬分析[J].固體火箭技術(shù)，2011，34（1）：5-8.

[8]莫展，白濤濤，郭顏紅.帶燃氣舵的固體火箭發(fā)動機尾流仿真[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2011，31（2）：120-122.