固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰對(duì)拖曳式設(shè)備的影響分析*

何 超

(91851部隊(duì) 葫蘆島 125001)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰對(duì)拖曳式設(shè)備的影響分析*

何 超

(91851部隊(duì) 葫蘆島 125001)

針對(duì)某型試驗(yàn)導(dǎo)彈的拖曳式跟飛設(shè)備在飛行過(guò)程中受發(fā)動(dòng)機(jī)高溫高速尾焰影響的問(wèn)題,提出了利用流體仿真計(jì)算確定尾焰輻射區(qū)域的方法。文章通過(guò)幾何建模,并使用Fluent軟件進(jìn)行二維仿真計(jì)算,分析了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰輻射范圍,為拖曳式設(shè)備可靠跟飛確定了危險(xiǎn)區(qū)域,為設(shè)備自身氣動(dòng)設(shè)計(jì)等提供了必要的依據(jù)。

尾焰; 仿真計(jì)算; 湍流模型

Class Number TN974

1 引言

試驗(yàn)導(dǎo)彈是考核艦空類(lèi)武器系統(tǒng)的特殊武器,作用主要體現(xiàn)在能模擬一類(lèi)典型的空中攻擊性武器的目標(biāo)特性。其自身經(jīng)常需要加載龍箔球、干擾源、箔條彈等特定的輔助設(shè)備,來(lái)模擬特定目標(biāo)的特性。某型試驗(yàn)導(dǎo)彈巡航段采用的是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),要在其上加裝拖曳式設(shè)備,首先考慮的問(wèn)題就是如何克服或避開(kāi)固體發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的高溫高速區(qū)域,避免拖曳式設(shè)備因高溫?zé)g而失去作用;并避免被高速氣流沖擊,造成拖曳纜繩受力增大及設(shè)備跟飛不穩(wěn)定。只有確定了尾焰的輻射區(qū)域,綜合考慮后才能進(jìn)行拖曳式設(shè)備氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)及質(zhì)量質(zhì)心控制等工作。因此,正確分析發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰高溫高速流動(dòng)情況非常必要。

本文針對(duì)工程實(shí)際情況,用Icem軟件對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)尾噴管簡(jiǎn)化建模,劃分網(wǎng)格區(qū)域,并使用Fluent軟件進(jìn)行二維仿真計(jì)算,模擬在0.9Ma巡航速度下尾焰的具體流動(dòng)情況,并確定出溫度、壓強(qiáng)分布范圍,給出速度云圖,最后給出會(huì)影響拖曳體穩(wěn)定跟飛的流場(chǎng)范圍,為以后加裝拖曳設(shè)備做好流場(chǎng)環(huán)境分析工作。

2 數(shù)學(xué)模型

2.1 基本控制方程

本文仿真計(jì)算中涉及到的基本控制方程如下:

連續(xù)方程:

(1)

動(dòng)量方程:

(2)

其中Su、Sυ、Sw為三個(gè)動(dòng)量方程的廣義源項(xiàng),其表達(dá)式如下

(3)

(4)

(5)

能量方程:

(6)

其中,Sh為單位體積產(chǎn)生的熱量,φ為耗散函數(shù),u,υ,w為速度矢量U

三個(gè)坐標(biāo)上的分量,p為壓力,ρ為流體密度,η為流體的動(dòng)力粘度,T為溫度,計(jì)算式如下:

(7)

換熱方程:

(8)

狀態(tài)方程:

f(p,ρ,T)=0

(9)

空氣視為完全氣體:

p=ρRT,R=287.15

(10)

2.2 湍流模型

+Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(11)

(12)

Sε和Sκ分別為自定義源項(xiàng),Gk是由于平均速度梯度引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng)。

2.3 壁面函數(shù)

低速高壓燃?xì)庠诶郀枃姽苤辛鲃?dòng),與噴管壁面必然產(chǎn)生粘性流動(dòng)。一般情況下在壁面附近流動(dòng)的變化最為劇烈,最富多樣性。為了更好地仿真整個(gè)流動(dòng)過(guò)程,本文中采用了增強(qiáng)壁面函數(shù)法,模擬壁面附近的氣體流動(dòng)情況。

在這個(gè)模型中整個(gè)區(qū)域被分成粘性影響區(qū)域和充分紊流區(qū)域。兩層區(qū)域的劃分是由壁面距離和紊流雷諾數(shù)Rey所決定的。在充分紊流區(qū)(Rey>200)使用k-ε模型;在粘性影響的區(qū)域(Rey≤200)使用單方程的Wolfstein模型。

3 模型簡(jiǎn)化和初始邊界條件

3.1 模型簡(jiǎn)化

由于固體發(fā)動(dòng)機(jī)巡航過(guò)程中尾焰必然受到彈身周?chē)臍鈩?dòng)情況影響,通過(guò)單獨(dú)對(duì)全彈氣動(dòng)情況仿真計(jì)算,發(fā)現(xiàn)其氣動(dòng)情況可近似處理。在本文中總體進(jìn)行了以下簡(jiǎn)化:

1) 忽略氣流經(jīng)過(guò)彈身后產(chǎn)生的紊流,近似認(rèn)為氣流以0.9Ma的速度垂直于尾噴管出口截面流入流場(chǎng)區(qū)域;

2) 由于發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰具有軸對(duì)稱(chēng)性,因此本文中采用二維模型進(jìn)行仿真計(jì)算。

3.2 初始條件

3.3 邊界條件

1) 入口邊界:根據(jù)巡航發(fā)動(dòng)機(jī)推力穩(wěn)定的特點(diǎn),燃?xì)馊肟诓捎觅|(zhì)量流量入口條件;空氣入口采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件;

2) 出口邊界:出口采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件;

3) 壁面邊界:尾噴管壁面采用固體壁面邊界條件,溫度梯度為0;其它所有邊界均選擇壓力遠(yuǎn)場(chǎng),速度0.9Ma;壓強(qiáng)101325Pa。

4 物理模型及計(jì)算結(jié)果分析

4.1 物理模型

本文簡(jiǎn)化了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)物理模型,忽略了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室和長(zhǎng)尾噴管,只從拉瓦爾噴管段開(kāi)始建模;流場(chǎng)區(qū)域包含拉瓦爾噴管段及噴管出口后部的大區(qū)域,采用了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分,見(jiàn)下圖。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管二維模型

圖2 流場(chǎng)整體區(qū)域

圖3 噴管出口網(wǎng)格劃分

4.2 計(jì)算結(jié)果分析

4.2.1 速度分布

通過(guò)計(jì)算,得出發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰氣流速度分布如圖4所示。通過(guò)等值線圖形可以看出,尾焰氣流整體成束狀分布,越往后速度越小,但縱向分布變大,這主要是由于外部0.9Ma的氣流對(duì)其的滯止作用影響產(chǎn)生的;通過(guò)色卡可以看出,沿尾噴管軸線上的速度最大,最大值為2332m/s,但在軸線上出現(xiàn)周期性的減小,同時(shí)外側(cè)速度也出現(xiàn)減小情況,這主要是由于高溫高速氣流與外部低速氣流相互作用,出現(xiàn)了激波、膨脹波,產(chǎn)生的周期性的增速減速過(guò)程,但整體上速度是沿軸線不斷減小的;通過(guò)速度線圖可以看出,氣流高速流動(dòng)的區(qū)域(束狀),縱向分布最大處約為4d～5d(尾噴管出口直徑設(shè)為d)。

圖4 速度等值線分布圖(m/s)

4.2.2 溫度分布

仿真計(jì)算得出的溫度等值線分布如圖5所示。可以看出,溫度分布整體規(guī)律與速度分布相似。但在膨脹波前后,速度增大則溫度降低;速度減小則溫度升高。溫度最高達(dá)3408K,溫度分布縱向最寬處約為3d～4d。

圖5 靜溫等值線分布圖(K)

4.2.3 壓強(qiáng)分布

壓強(qiáng)等值線分布圖如圖6所示。由圖可以看出,總壓分布范圍比靜壓大的,但其軸向距離要明顯小于速度及溫度分布,縱向?qū)挾纫矁H與d相當(dāng)。總壓變化比較劇烈的部位主要是尾噴管擴(kuò)張段及距噴管出口第一個(gè)膨脹波前。靜壓在尾噴管中變化比較劇烈,在尾噴管出口處前已近似于大氣壓(由于壓強(qiáng)變化比較大,在較小值時(shí)已無(wú)法具體辨別出)。

圖6 壓強(qiáng)等值線分布圖(Pa)

4.3 綜合分析

由4.2節(jié)分析結(jié)果可知,固體發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰中變化比較劇烈的是溫度和速度,輻射范圍最大的是速度分布,縱向?qū)挾茸畲鬄?d～5d,縱向?qū)挾茸畲筇幍妮S向長(zhǎng)度約為40d。此區(qū)域?qū)τ谕弦肥皆O(shè)備來(lái)說(shuō)是危險(xiǎn)區(qū)域,在其中,拖曳式設(shè)備及纜繩將會(huì)受到高溫?zé)g;并會(huì)受到分布不均勻的高速氣流沖擊,飛行姿態(tài)瞬間會(huì)產(chǎn)生急劇變化;會(huì)形成一種短暫的超音速飛行模式,設(shè)備自身會(huì)面臨巨大的瞬間過(guò)載,并造成拖曳纜繩受力過(guò)大。因此,在設(shè)計(jì)拖曳式設(shè)備時(shí),應(yīng)當(dāng)考慮讓設(shè)備及纜繩避開(kāi)此區(qū)域,并應(yīng)適當(dāng)加大危險(xiǎn)區(qū)范圍,以克服仿真計(jì)算所引起的誤差。

5 結(jié)語(yǔ)

流體仿真計(jì)算是一種成本低、周期短的計(jì)算手段,在飛行器設(shè)計(jì)、流體分析領(lǐng)域已經(jīng)有三十多年的應(yīng)用歷史。本文分析問(wèn)題過(guò)程中采用了成熟的Fluent軟件進(jìn)行仿真計(jì)算,給出了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰的輻射范圍,并指出了相對(duì)的危險(xiǎn)區(qū)域,為拖曳式設(shè)備的研發(fā)提供了必要的依據(jù)。

[1] 康風(fēng)舉.現(xiàn)代仿真技術(shù)與應(yīng)用[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2006:40-53.

[2] 馮青.工程熱力學(xué)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2006:87-98.

[3] 張兆順.流體力學(xué)[M].北京:清華大學(xué)出版社,2006:91-120.

[4] 錢(qián)翼稷.空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2004:45-78.

[5] 王新月.熱力學(xué)與氣體動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2004:62-93.

[6] 張碩.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管及出口處流場(chǎng)特性的數(shù)值分析[J].彈箭與2學(xué)報(bào),2007,27(1):177-180.

[7] 孫振華.飛行參數(shù)對(duì)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)羽流的影響[J].固體火箭技術(shù),2005,28(3):188-191.

[8] 范維澄.流動(dòng)及燃燒的模型與計(jì)算[M].合肥:中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)出版社,1992:114-152.

[9] 邢耀國(guó).固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)使用工程[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版,2010:67-70.

[10] 楊世銘.傳熱學(xué)[M].北京:高等教育出版社,2006:197-227.

[11] 高波,葉定友,侯曉.固體發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬研究現(xiàn)狀[J].固體火箭技術(shù),1999,22(1):15-17.

Effect Analysis of the Tail Flame of Solid Rocket Motor on Towed Equipments

HE Chao

(No. 91851 Troops of PLA, Huludao 125001)

For researching on the influence of the towed equipments under the high temperature and high speed environment, the CFD simulation method is used to confirm the radiation area of tail flame. By means of Fluent software, the two dimensional simulated model of tail flame is established to analyze the radiation range of solid rocket motor. It can confirm the danger area of the equipments behind the missile and provide the necessary foundation for the equipments’ aerodynamic design.

tail flame, simulation calculation, turbulence model

2014年4月11日,

2014年5月21日

何超,男,助理工程師,研究方向:固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用工程。

TN974

10.3969/j.issn1672-9730.2014.10.043