帶噴流擾流片的火箭發動機推力特性分析

郭 平，都昌兵，王 江

(長沙航空職業技術學院，湖南 長沙 410124)

推力矢量技術是增加導彈機動能力的途徑之一，作為推力矢量技術之一，噴流擾流片通過在噴管內產生激波形成擾流片上游噴管內壁的局部高壓區來提供矢量推力［1］。其特點是:結構原理簡單，伺服力矩小，技術上易實現，操作可靠，噴流不偏轉時無持續燒蝕和推力損失;推力矢量系統工作時軸向推力損失較大［2］。有研究表明:相比其它類型的推力矢量控制系統，噴流擾流片推力矢量控制系統體積占用小，且其在水下的工作效率要高于在空氣中的工作效率［1］;推進劑中添加的鋁不會帶來噴流擾流片推力矢量性能和結構的損害［3］。近年來，關于噴流擾流片的研究，國外公開發表的并不多見;國內曾做過噴流擾流片的點火對比試驗［4］，但對發動機軸向推力損失和側向力的變化規律未進行深入分析，其它相關研究則少見報道。

為明確噴流擾流片產生發動機側向力及其造成發動機軸向推力損失的大小，并探究噴管出口面積堵塞比(對應噴流擾流片在噴管出口的徑向位置)對發動機側向力和軸向推力損失的影響規律，本文針對單片凸圓弧形噴流擾流片，采用發動機臺架試驗側力結合流動數值仿真的手段，分析了噴管出口不同面積堵塞比下單片噴流擾流片產生發動機側向力的大小，以及對應的發動機軸向力推力損失，并參考數值仿真獲得的流動信息討論了發動機側向力和軸向推力損失的變化規律。

1 物理模型及研究方法

本文研究所用火箭發動機噴管為拉瓦爾噴管，收斂段和擴張段均為錐面，發動機燃燒室直徑為56mm，噴管收斂段半錐角為34.5°，喉道直徑為13mm，擴張段半錐角為 9.5°，出口直徑為 32.5mm。噴流擾流片為凸圓弧形，圓弧直徑為25mm，厚度為5mm，緊貼噴管出口安裝，擾流片安裝位置可沿噴管出口半徑方向調整，以研究噴管出口不同面積堵塞比條件下噴流擾流片產生的發動機氣動力。研究所用噴管及噴流擾流片的幾何模型及實物見圖1和圖2所示。

圖1 噴管及擾流片幾何模型

圖2 安裝在試驗臺上的試驗發動機

發動機噴管出口、噴流擾流片安裝、發動機點火接線以及發動機在試驗臺上的安裝見圖2所示。試驗中采用火箭發動機六分力試驗臺進行噴管出口不同面積堵塞比(即噴流擾流片相對噴管出口截面不同徑向安裝位置)狀態下發動機軸向力和側向力的測量。試驗臺為立式六分力火箭發動機試驗臺，由動架、定架、彈性約束件、測力傳感器、連接件組成。動架與定架采用柔性連接，使動架只能沿著發動機軸線方向移動。定架則是試驗架承力的基礎，對動架起著固定和保護作用。試驗臺軸向力靜態測量精度優于0.3%，側向力靜態測量精度優于0.5%，試驗臺測力原理見圖3。

圖3 六分力試驗臺原理圖

圖4 數值分析所用計算域及結構化網格

為便于燃氣與噴流擾流片相互作用下流動細節的分析和討論，對試驗用發動機噴口處流動進行了數值仿真輔助分析。其采用的計算域及結構化網格如圖4所示，為適應流動細節的捕捉，靠近壁面處及流動變化劇烈的區域進行了適當的局部網格加密。分別采用壓力進口(火箭發動機燃燒室條件)、絕熱無滑移固壁、對稱面以及壓力出口(大氣環境)的邊界條件。火箭發動機固體推進劑為成氣性較好的雙基推進劑，燃燒室工作穩定段壓強為7.2MPa、燃氣總溫 2200K、燃氣定壓比熱為1855KJ/(Kg·K)、燃氣平均分子量為 22.4Mr。

流動數值仿真采用商業仿真軟件Fluent進行，流動的計算采用二階迎風格式及Roe平均的矢通量裂解格式，噴管內燃氣流動采取凍結流簡化;采用二階標準k－ε湍流模型進行近壁面湍流區域的計算［5］;在與壁面相鄰近的粘性邊界層中，采用標準壁面函數進行修正。流動計算達到穩定收斂的判定原則為:流動各主要殘差下降3個數量級且計算域進出口流量穩定。

2 數據分析與討論

本文試驗研究針對噴流擾流片的3個徑向安裝位置，分別對應的噴管出口面積堵塞比為0.07、0.13和0.19。測量獲得了該3個狀態下發動機的側向力以及軸向推力進而得到軸向推力損失。參照試驗狀態，進行了對應的數值仿真分析研究。

圖5給出了發動機側向力和軸向推力損失(無擾流片作用下與有擾流片作用下發動機軸向力的差)隨噴管出口不同面積堵塞比的變化規律。圖中橫坐標為噴管出口面積堵塞比，定義為擾流片所遮擋的噴管出口面積與噴管出口總面積的比值;縱坐標為發動機側向力和軸向推力損失，分別以無擾流片狀態下的發動機推力為參考基準做了無因次化處理;圖中test代表試驗結果，simu代表仿真結果。從圖中數據分布可知:隨著噴管出口面積堵塞比的增加，發動機側向力增加，軸向推力損失增大。當噴管出口面積堵塞比從0.07增加到0.19時，側向力與發動機基準推力(無擾流片作用時發動機推力)的比值從0.04增大為0.11，發動機軸向推力損失與發動機基準推力的比值從0.01變化為 0.07。

圖5 軸向力損失和側向力分布

從發動機側向力的變化曲線分布可見，無論是試驗測量結果還是數值仿真所得結果，隨著噴管出口面積堵塞比的增加，側向力也不斷增加，且表現出較為明顯的線性。從發動機軸向推力損失的變化情況看，噴管出口面積堵塞比的增加使得發動機軸向推力損失也逐漸增大，但試驗測量結果和數值仿真結果的數值增長規律有所不同。數值仿真結果呈現近似線性分布，而試驗測量結果則明顯帶有非線性特征，且隨著噴管出口面積堵塞比的增加，發動機軸向推力損失有加速提升的趨勢。比較發動機噴管出口面積堵塞比增加的條件下，發動機側向力和軸向推力損失的變化斜率可以發現，發動機側向力增加斜率大于發動機軸向推力損失的增加斜率。表明:當調整噴流擾流片與噴管出口的徑向相對位置時，擾流片形成的發動機側向力大于此舉帶來的軸向推力損失。從本文所得數據分布可見，在發動機噴管出口面積堵塞比從0.07增加為0.19的過程中，發動機軸向推力損失約為發動機側向力的30%到50%。

圖6 噴管內壁面壓強分布

為進一步了解發動機噴管出口面積堵塞比對發動機側向力的影響，圖6給出了噴管出口不同面積堵塞比下對應的發動機噴管擴張段內下游靠近噴流擾流片位置處的內壁面壓強分布，圖中壓強數據分別以環境大氣壓為參考基準做了無因次化處理。圖6中圖a、b、c分別對應的噴管出口面積堵塞比為0.07、0.13 和 0.19。比較 3 幅圖片中的壓力分布可知:噴管出口位置處的噴流擾流片造成了噴管擴張段內部擾流片上游出現激波，激波面為較復雜的空間曲面，激波后壁面壓強明顯增加;隨著噴管出口面積堵塞比的增加，擾流片上游噴管內壁面激波影響區域增大，且激波強度，即波后壁面壓強增加幅度也加大。噴管出口附近內壁面的非對稱壓力分布形成了發動機的側向力，而噴管出口面積堵塞比的增加使得噴管內壁面激波影響區域以及波后壁面壓強增加幅度都加大，因此造成發動機側向力的增加。

為深入了解發動機軸向推力損失的產生原因，圖7給出了噴管出口面積堵塞比為0.19的狀態下，噴流擾流片所在位置的噴管中心對稱面內的燃氣馬赫數及流線分布。從圖中可以發現:擾流片上游的流動特征類似超聲速的前臺階流動，緊貼擾流片上游為脫體激波，擾流片上游靠近噴管壁面處流動受到阻礙形成局部的閉式分離(見圖7中的漩渦)，分離區沿噴管壁面向上游發展，擠占了主流的部分流動通道，破壞了噴管內原來的錐形流動。分離區的存在使得超聲速主流有效流通面積縮小，超聲速流動向自身偏轉進而產生分離誘導激波，激波后的逆壓梯度加劇了邊界層分離趨勢，使得原本存在的局部分離區擴大。

圖7 噴管中心對稱面內馬赫數及流線分布

超聲速前臺階流動產生的激波與邊界層相互作用，形成了穩定的局部分離區以及空間曲面激波，見圖6。分離區內的漩渦在壁面粘性作用下消耗動能、在主流粘性作用下補充動能，形成了穩定流動，它的存在消耗了主流的部分動能;分離區上游的分離誘導空間曲面激波以及擾流片上游的脫體激波又進一步造成了流動機械能的損失。以上粘性損失和激波損失構成了發動機軸向推力損失，而發動機噴管出口面積堵塞比的增加使得以上兩種損失加劇，因此發動機的軸向推力損失也就加大。

3 結論

針對本文研究采用的凸圓弧形噴流擾流片以及本文所采用的發動機形式，結合試驗測量和數值仿真分析所得數據，由以上討論可得出以下結論:

(1)調整噴流擾流片安裝位置使得發動機噴管出口面積堵塞比從0.07增加到0.19時，發動機側向力與發動機基準推力(無擾流片作用時發動機推力)的比值從0.04增大為0.11，發動機軸向推力損失也隨之逐漸增加，數值上約為發動機側向力的30%到50%;

(2)噴流擾流片產生的噴管內壁面非對稱壓力分布是發動機側向力產生的原因，噴流擾流片產生的噴管內燃氣流動的粘性和激波損失是造成發動機軸向推力損失的根源;

(3)隨著噴管出口面積堵塞比的增加，發動機側向力的變化近似為線性，而發動機軸向推力損失的變化規律有待于進一步研究。

［1］O.Brevig，K.Sleigh，R.W.Casebolt.Underwater test qualification of the tomahawk booster and jet tab TVC system［R］.AIAA 79－1299，1979.

［2］楊曉光，林學書.R－73彈推力矢量及副翼系統結構分析［J］.航空兵器，1998，(2).

［3］R.G.Eatough.Jet tab thrust vector control system demonstration［R］.AIAA 71－752，1971.

［4］鐘華.擾流片式彈射火箭推力矢量控制技術研究［D］.西安:西北工業大學，2005.

［5］韓占忠，王敬，蘭小平.FLUENT流體工程仿真計算實例與應用［M］.北京:北京理工大學出版社，2010.