固沖發動機連管進氣道彎頭改進設計

張義飛+王希亮+賀永杰

【摘 要】本文針對某固沖發動機連管試驗時出現的保護套燒蝕現象，分析了造成燒蝕的原因，提出了改進方案；采用數值模擬的方法對不同的整流板布局方案進行了優選，確定了最終的改進措施，并進行了試驗驗證；試驗結果表明：在連管試驗進氣道彎頭內增加直板形整流板可以有效的解決保護套燒蝕問題，該方案可為其他沖壓發動機解決類似問題提供參考。

【關鍵詞】固沖發動機；連管進氣道；改進設計；整流板

Improvement Design for Elbow of Connected-pipe Inlet of Solid Ducted Rocket

ZHANG Yi-fei WANG Xi-liang HE Yong-jie

（China Airborne Missile Academy， Luoyang Henan 471009， China）

【Abstract】The reason of ablation of protecting jacket for inlet port on connected-pipe experiment is analyzed and improvement design was presented. Different layout of diversion plate has been investigated by numerical simulation and the optimal configuration of diversion plate has been obtained. The result of experiment showed that adding a flat diversion plate in the elbow of connected-pipe inlet could resolve effectively the question of protecting jacket ablation and this scheme could been used as a reference for other solid ducted rocket which has similar question.

【Key words】Solid ducted rocket； Connected-pipe inlet； Improvement design； Diversion plate

對于采用旁側進氣道的固沖發動機來說，氣流必須經過轉彎段才能進入補燃室與一次燃氣進行摻混燃燒。進氣道轉彎的角度和結構一般根據發動機性能要求和總體結構布局確定[1-3]。由于受氣動外形的限制，彎頭段的轉彎半徑要求盡量小，以便減小阻力，但小的轉彎半徑有可能給進氣道內的氣體流動造成不利影響。比如在進氣道彎頭轉彎內角處產生較大的氣流分離，使進氣道出口截面的流場畸變指數增加。另外在氣流分離處由于壓強相對較高，補燃室的高溫燃氣會向彎頭內回流，造成此處溫度過高，在長時間工作過程中有可能被燒穿，導致試驗失敗。在某試驗型固體火箭沖壓發動機的地面連管試驗中，就曾多次發現進氣道出口處的保護套有被燒蝕的痕跡。因此需要采取措施對進氣道及彎頭處進行改進設計。

1 原因分析及改進方案

圖1為原進氣道及彎頭的結構示意圖。經分析，造成彎頭處氣流分離的原因主要有：（1）彎頭轉彎段內側轉彎半徑過??；（2）轉彎段入口與出口氣流通道面積變化過大。故改進方案也應從這兩方面著手，首先是在進氣道彎頭內增加整流板，從而改變轉彎半徑與氣流通道高度的比值，達到減小氣流分離的目的；其次是改進進氣道平直段結構，增大彎頭入口面積，減小轉彎段的氣流突擴，解決氣流分離問題。

圖1 原進氣道及彎頭結構示意圖

在進氣道彎頭處加整流彎板的效果與整流板的數量、安裝位置和形式等有關。為了獲得理想的整流結果，采用FLUENT軟件對增加整流板后的流場進行了模擬計算，通過計算結果進行優選并確定最終的整流形式。計算過程中對整流板數量（一塊、兩塊）、整流板位置（在氣流通道內的高度、開始位置、結束位置）、整流板形狀（平板、彎板等）等對彎頭段流場的影響進行了研究，尋找改善流場結構整流板形式。

2 數值模擬

2.1 基本假設

為了方便研究，在不影響研究結論的條件下采用了以下基本假設[4-5]：忽略整流彎板的厚度對流場的影響，只注重整流板位置、形式的影響；燃氣只考慮氣相，不考慮粒子相，在PDF模型中加入B單質實現對燃燒過程的模擬。湍流模型采用Realizable k-ε模型，燃燒模型采用PDF模型。對流項離散采用一階迎風格式，求解方法采用隱式SIMPLEC算法。計算模型為某試驗發動機連管試驗模型，限流喉道尺寸為94mm×19.6mm，單進氣道，進氣道轉彎角為50°，沖壓噴管喉徑為140mm。

2.2 計算結果

為了便于比較，在圖2和圖3中列出了原有進氣道的流場計算結果。從圖2可以看出氣流在彎頭轉彎段內角處有明顯分離，存在一個低速回流區，故造成此處補燃室的高溫燃氣流入，由圖3可以看出該區域的溫度接近2400K，這是造成該處保護套燒蝕的主要原因。

圖2 對稱截面速度分布

圖3 彎頭處溫度分布

2.2.1 整流板數量的影響

圖4 采用一塊整流板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

從圖4和圖5的速度分布云圖看，氣流分離情況改善的效果并不明顯。加整流板后，整流板下流阻較大，高速氣流大部分從彎板上方通過，而彎板下由于氣流速度低，回流嚴重，預期的目的沒有達到。

從溫度分布圖3上看，采用一塊整流板時彎頭處的高溫區有所減小，而采用兩塊整流板時高溫區反而有擴大趨勢，這是因為兩塊整流板之間的氣流回流情況沒有得到遏制。

總體而言，加一塊整流板的效果相對好一些，因此下面的研究主要針對一塊整流板進行。主要改進方向是通過調整整流板位置來平衡整流板上下的流阻，使氣流均勻通過整流板，抑制氣流分離。

圖5 采用兩塊整流板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影響

在彎頭內增加一塊整流彎板，同時把進氣道彎頭處抬高，以增大此處轉彎半徑，減小分離。研究了整流板位于中心位置和整流板向內側彎頭靠近對流場的影響。

從圖6和圖7中可以看出因氣流分離情況無明顯改善，彎頭內側的高溫區域依然存在，故整流板位置的移動不能有效解決保護套高溫燒蝕的問題，必須尋求其它的改進方向。

圖6 整流板位于中心時彎頭處的溫度分布

圖7 整流板向內側彎頭靠近時彎頭處的溫度分布

2.2.3 整流板形狀的影響

為了改善進入彎頭前氣流的流動情況，在彎頭前增加一段長度為600mm的等直段（在此暫不考慮該結構變化對進氣道性能的影響），同時加高彎頭入口的高度，使得彎頭處氣流通道無擴張。在彎頭內設置一塊整流板，整流板的形狀分別為彎板和直板。

圖8 整流板為彎板時彎頭處的溫度分布

由圖8可以看出，采用一塊彎板整流時彎頭處溫度過高的現象有了較大改善。只是由于高速氣流仍從整流板上方流過，造成整流板下有一個角區產生回流，這應該是進氣道出口氣流不均勻和整流板位置不當所致。將整流板改為直板，并適當調整整流板位置后，基本上得到了較為滿意的結果。由圖9可以看出，高速氣流從整流板下方通過，彎頭處溫度過高的現象得到了抑制，總體效果比較好。

圖9 整流板為直板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

3 試驗驗證

根據數值計算的結果，重新加工了新的進氣道和彎頭，圖10為試驗時所采用的進氣道結構示意圖。在固體火箭沖壓發動機高空模擬連管試驗系統上經過長達300s的沖壓試驗考核后，進氣道彎頭沒有出現過熱現象，保護套完好無損，這說明所采用的改進措施達到了預期目的。圖11為改進前后進氣道保護套燒蝕情況對比，可以看出改進后保護套沒有被燒蝕的痕跡。

圖10 改進后進氣道及彎頭結構示意圖

圖11 改進前（a）后（b）保護套試驗照片

4 結論

本文針對某試驗型固體火箭沖壓發動機連管試驗過程中出現的保護套燒蝕問題，分析了故障原因并制訂了改進措施，通過數值分析和試驗驗證，可以得到以下結論：進氣道彎頭處存在突擴，是彎頭處氣流分離很重要的原因，因此應盡量避免；進氣道轉折角過大、轉彎處內角轉彎半徑過小，是造成氣流分離的另一重要原因，因此要減小當量轉折角；進氣道整流板數量不宜多，以抑制分離為目的，過多將造成流阻過大，目標參數過多不易優化選擇；進氣道整流板在彎頭內的位置改變不能明顯改善氣流分離情況；在本文研究的進氣道結構形式下，采用設置在適當位置的直板進行整流解決了保護套的燒蝕問題。

【參考文獻】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

[2]Jensen G E. Tactical Missiles Propulsion [M].AIAA 1996：447-468.

[3]鮑福廷.固體火箭沖壓組合發動機[M].北京：中國宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孫振華，賀永杰，等.頭部兩側進氣固沖發動機補燃室內流場研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孫振華，張娜.補燃室長度對固沖發動機性能的影響分析[J].彈箭與制導學報，2013，33（3）.

[責任編輯：謝慶云]

總體而言，加一塊整流板的效果相對好一些，因此下面的研究主要針對一塊整流板進行。主要改進方向是通過調整整流板位置來平衡整流板上下的流阻，使氣流均勻通過整流板，抑制氣流分離。

圖5 采用兩塊整流板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影響

在彎頭內增加一塊整流彎板，同時把進氣道彎頭處抬高，以增大此處轉彎半徑，減小分離。研究了整流板位于中心位置和整流板向內側彎頭靠近對流場的影響。

從圖6和圖7中可以看出因氣流分離情況無明顯改善，彎頭內側的高溫區域依然存在，故整流板位置的移動不能有效解決保護套高溫燒蝕的問題，必須尋求其它的改進方向。

圖6 整流板位于中心時彎頭處的溫度分布

圖7 整流板向內側彎頭靠近時彎頭處的溫度分布

2.2.3 整流板形狀的影響

為了改善進入彎頭前氣流的流動情況，在彎頭前增加一段長度為600mm的等直段（在此暫不考慮該結構變化對進氣道性能的影響），同時加高彎頭入口的高度，使得彎頭處氣流通道無擴張。在彎頭內設置一塊整流板，整流板的形狀分別為彎板和直板。

圖8 整流板為彎板時彎頭處的溫度分布

由圖8可以看出，采用一塊彎板整流時彎頭處溫度過高的現象有了較大改善。只是由于高速氣流仍從整流板上方流過，造成整流板下有一個角區產生回流，這應該是進氣道出口氣流不均勻和整流板位置不當所致。將整流板改為直板，并適當調整整流板位置后，基本上得到了較為滿意的結果。由圖9可以看出，高速氣流從整流板下方通過，彎頭處溫度過高的現象得到了抑制，總體效果比較好。

圖9 整流板為直板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

3 試驗驗證

根據數值計算的結果，重新加工了新的進氣道和彎頭，圖10為試驗時所采用的進氣道結構示意圖。在固體火箭沖壓發動機高空模擬連管試驗系統上經過長達300s的沖壓試驗考核后，進氣道彎頭沒有出現過熱現象，保護套完好無損，這說明所采用的改進措施達到了預期目的。圖11為改進前后進氣道保護套燒蝕情況對比，可以看出改進后保護套沒有被燒蝕的痕跡。

圖10 改進后進氣道及彎頭結構示意圖

圖11 改進前（a）后（b）保護套試驗照片

4 結論

本文針對某試驗型固體火箭沖壓發動機連管試驗過程中出現的保護套燒蝕問題，分析了故障原因并制訂了改進措施，通過數值分析和試驗驗證，可以得到以下結論：進氣道彎頭處存在突擴，是彎頭處氣流分離很重要的原因，因此應盡量避免；進氣道轉折角過大、轉彎處內角轉彎半徑過小，是造成氣流分離的另一重要原因，因此要減小當量轉折角；進氣道整流板數量不宜多，以抑制分離為目的，過多將造成流阻過大，目標參數過多不易優化選擇；進氣道整流板在彎頭內的位置改變不能明顯改善氣流分離情況；在本文研究的進氣道結構形式下，采用設置在適當位置的直板進行整流解決了保護套的燒蝕問題。

【參考文獻】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

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[3]鮑福廷.固體火箭沖壓組合發動機[M].北京：中國宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孫振華，賀永杰，等.頭部兩側進氣固沖發動機補燃室內流場研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孫振華，張娜.補燃室長度對固沖發動機性能的影響分析[J].彈箭與制導學報，2013，33（3）.

[責任編輯：謝慶云]

總體而言，加一塊整流板的效果相對好一些，因此下面的研究主要針對一塊整流板進行。主要改進方向是通過調整整流板位置來平衡整流板上下的流阻，使氣流均勻通過整流板，抑制氣流分離。

圖5 采用兩塊整流板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影響

在彎頭內增加一塊整流彎板，同時把進氣道彎頭處抬高，以增大此處轉彎半徑，減小分離。研究了整流板位于中心位置和整流板向內側彎頭靠近對流場的影響。

從圖6和圖7中可以看出因氣流分離情況無明顯改善，彎頭內側的高溫區域依然存在，故整流板位置的移動不能有效解決保護套高溫燒蝕的問題，必須尋求其它的改進方向。

圖6 整流板位于中心時彎頭處的溫度分布

圖7 整流板向內側彎頭靠近時彎頭處的溫度分布

2.2.3 整流板形狀的影響

為了改善進入彎頭前氣流的流動情況，在彎頭前增加一段長度為600mm的等直段（在此暫不考慮該結構變化對進氣道性能的影響），同時加高彎頭入口的高度，使得彎頭處氣流通道無擴張。在彎頭內設置一塊整流板，整流板的形狀分別為彎板和直板。

圖8 整流板為彎板時彎頭處的溫度分布

由圖8可以看出，采用一塊彎板整流時彎頭處溫度過高的現象有了較大改善。只是由于高速氣流仍從整流板上方流過，造成整流板下有一個角區產生回流，這應該是進氣道出口氣流不均勻和整流板位置不當所致。將整流板改為直板，并適當調整整流板位置后，基本上得到了較為滿意的結果。由圖9可以看出，高速氣流從整流板下方通過，彎頭處溫度過高的現象得到了抑制，總體效果比較好。

圖9 整流板為直板時對稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

3 試驗驗證

根據數值計算的結果，重新加工了新的進氣道和彎頭，圖10為試驗時所采用的進氣道結構示意圖。在固體火箭沖壓發動機高空模擬連管試驗系統上經過長達300s的沖壓試驗考核后，進氣道彎頭沒有出現過熱現象，保護套完好無損，這說明所采用的改進措施達到了預期目的。圖11為改進前后進氣道保護套燒蝕情況對比，可以看出改進后保護套沒有被燒蝕的痕跡。

圖10 改進后進氣道及彎頭結構示意圖

圖11 改進前（a）后（b）保護套試驗照片

4 結論

本文針對某試驗型固體火箭沖壓發動機連管試驗過程中出現的保護套燒蝕問題，分析了故障原因并制訂了改進措施，通過數值分析和試驗驗證，可以得到以下結論：進氣道彎頭處存在突擴，是彎頭處氣流分離很重要的原因，因此應盡量避免；進氣道轉折角過大、轉彎處內角轉彎半徑過小，是造成氣流分離的另一重要原因，因此要減小當量轉折角；進氣道整流板數量不宜多，以抑制分離為目的，過多將造成流阻過大，目標參數過多不易優化選擇；進氣道整流板在彎頭內的位置改變不能明顯改善氣流分離情況；在本文研究的進氣道結構形式下，采用設置在適當位置的直板進行整流解決了保護套的燒蝕問題。

【參考文獻】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

[2]Jensen G E. Tactical Missiles Propulsion [M].AIAA 1996：447-468.

[3]鮑福廷.固體火箭沖壓組合發動機[M].北京：中國宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孫振華，賀永杰，等.頭部兩側進氣固沖發動機補燃室內流場研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孫振華，張娜.補燃室長度對固沖發動機性能的影響分析[J].彈箭與制導學報，2013，33（3）.

[責任編輯：謝慶云]