一種自適應(yīng)噴管面積調(diào)節(jié)機構(gòu)*

周建軍

（中國空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 4710091）

0 引言

通過調(diào)節(jié)噴管喉道面積，可以使單室雙推力固體火箭發(fā)動機在較小的壓強比下，產(chǎn)生更大的推力比，提升固體火箭發(fā)動機的綜合性能。

文中介紹了一種噴管喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)，可利用單室雙推力固體火箭發(fā)動機自身燃氣壓強，形成壓強差驅(qū)動調(diào)節(jié)機構(gòu)，調(diào)節(jié)噴管喉部面積，結(jié)構(gòu)簡單，易于實現(xiàn)。

1 結(jié)構(gòu)組成及工作原理

1.1 結(jié)構(gòu)組成

在發(fā)動機噴管上設(shè)計有喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)（見圖1）。喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)由支撐殼體、單向閥、調(diào)節(jié)體、剪切銷釘及密封結(jié)構(gòu)組成，如圖2所示;單向閥由閥體、閥錐、支撐蓋、壓力彈簧和密封結(jié)構(gòu)形成，如圖3所示。

支撐殼體、單向閥、調(diào)節(jié)體形成與發(fā)動機燃燒室隔離的氣室，氣室通過單向閥的開、關(guān)實現(xiàn)與燃燒室的連通與關(guān)閉。

圖1 帶調(diào)節(jié)噴管的發(fā)動機剖視圖

圖2 喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)示意圖

圖3 單向閥結(jié)構(gòu)示意圖（單向閥開啟）

1.2 工作原理及過程

單室雙推固體火箭發(fā)動機的內(nèi)彈道曲線分為一、二級平衡段和一、二級過渡段，喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)將喉部面積調(diào)節(jié)點選取在一級與二級工作過渡段，如圖4所示。

圖4 典型雙推發(fā)動機內(nèi)彈道曲線

工作過程如下:

1）在發(fā)動機一級工作過程中，由于發(fā)動機燃燒室中的壓強P外大于氣室中的壓強P內(nèi)，單項閥在P外＞P內(nèi)的壓差下打開，燃氣經(jīng)過截流孔向氣室充氣，達到氣室內(nèi)外壓強平衡P內(nèi)=P外此時單向閥或在壓力彈簧作用下關(guān)閉，或由于壓強波動打開，處于開或合狀態(tài);

2）當發(fā)動機工作壓強從一級向二級轉(zhuǎn)換，燃燒室的壓強P外迅速下降，氣室的氣體也會由截流孔向燃燒室排氣，但在截流孔的小孔截流作用下，氣室中的壓強P內(nèi)的下降速率小于燃燒室壓強P外速率，使氣室的壓強P內(nèi)稍大于燃燒室的壓強P外，形成內(nèi)外壓差，單項閥在內(nèi)外壓差及壓力彈簧的作用下壓緊在閥體上面上，隨著壓差增大，單向閥的密封效果越好，使氣室壓強P內(nèi)穩(wěn)定在高壓狀態(tài);

3）隨著發(fā)動機燃燒室壓強P外降低到一定值時，P內(nèi)＞P外壓差對調(diào)節(jié)體產(chǎn)生的軸向力大于剪切銷釘?shù)募羟辛Γ羟袖N釘被剪斷，調(diào)節(jié)體向噴管喉部移動，靠壓差固定在調(diào)節(jié)位置，完成噴管喉部面積的調(diào)節(jié)，如圖5所示。

2 工作過程仿真

從工作原理分析，要使喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)正常工作，必須滿足兩個條件:

1）一是向氣室的充氣應(yīng)能保證氣室壓強達到較大壓強，最好能達到燃燒室的一級最大壓強;

2）氣室排氣過程，截流孔的小孔截流效果需使氣室壓強下降速率小于燃燒室壓強下降速率，保證氣室壓強大于燃燒室壓強并形成壓差，使單項閥可靠關(guān)閉，氣室壓強穩(wěn)定在高壓狀態(tài)，并推動喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)的調(diào)節(jié)體向噴管喉部移動，完成噴管喉部面積的調(diào)節(jié)。

圖5 調(diào)節(jié)機構(gòu)調(diào)節(jié)過程

2.1 仿真模型

因氣室充氣及放氣過程與截流孔的大小有關(guān)，對仿真模型進行了簡化處理，仿真模型采用軸對稱模型，截流孔設(shè)置在軸線上，并簡化氣室結(jié)構(gòu)，模擬氣室體積。仿真模型采用壓強入口邊界，絕熱壁面，壓強出口邊界及應(yīng)用軸對稱邊界，如圖6、圖7所示。

圖6 計算模型

圖7 計算網(wǎng)格模型

對發(fā)動機穩(wěn)定工作狀態(tài)下的流場通過求解Navier-Stokes方程的方法進行仿真，采用標準的二方程kepsilon模型計及湍流影響。并作如下假設(shè):

1）推進劑燃燒產(chǎn)生的燃氣均為理想氣體，服從理想氣體狀態(tài)方程，且比熱不變;

2）推進劑的燃燒都是瞬時完成、完全反應(yīng)的，在燃燒室內(nèi)流動過程中，均不再發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，流場內(nèi)燃氣物理性質(zhì)均勻;

3）不考慮發(fā)動機凝相微粒對流動和傳熱的影響;不考慮燃氣與發(fā)動機殼體之間的換熱，采用絕熱邊界。

2.2 仿真條件與仿真結(jié)果

設(shè)計燃燒室壓強變化見圖8，發(fā)動機點火后，壓強0.2 s上升到一級平衡壓強10 MPa，持續(xù)2 s后轉(zhuǎn)入一、二級過渡段，0.4 s后達到二級平衡壓強2 MPa。

截流孔的直徑選取 Ф4 mm、Ф3 mm、Ф2 mm、Ф1 mm，計算氣室壓強隨燃燒室壓強的變化趨勢，見圖9，仿真結(jié)果見表1、表2。

圖8 計算輸入燃燒室壓強

圖9 氣室壓強隨燃燒室壓強的變化

表1 氣室充氣達到平衡時間

表2 氣室放氣過程與燃燒室的壓差

2.3 仿真條件與仿真結(jié)果

1）截流孔可以有效使氣室和燃燒室形成壓差，方案原理可行;

2）隨著截流孔徑的減小，截流孔的小孔截流效果明顯增強，氣室壓強變化速率明顯滯后燃燒室壓強變化速率，氣室和燃燒室能在最短時間形成加壓差，且壓差增加;

3）從仿真結(jié)果分析，截流孔徑太大（如Ф4 mm）并不能在一、二級過渡段使氣室和燃燒室形成較大壓差，但隨著截流孔徑進一步減小，有可能出現(xiàn)氣室氣壓在燃燒室工作建壓過程因充氣速率慢而達不到一級平衡段最大壓強而始終小于燃燒室壓強，但一、二級過渡下降段能形成明顯的壓強差，有利于閥體的運動;

4）燃燒室壓強下降速率的提高，有利于氣室和燃燒室壓差的形成。

3 試驗驗證

由于單向閥的工作原理及其可靠性在工程上應(yīng)用成熟，本自適應(yīng)噴管喉部面積的調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)能否工作，關(guān)鍵在于截流孔能否可靠使氣室和燃燒室形成壓差。因此設(shè)計了模擬試驗器，對截流孔能否可靠使氣室和燃燒室形成壓差進行驗證。

3.1 模擬試驗器

模擬試驗器采用高壓空氣氣瓶控制模擬燃燒室的壓強，測試模擬氣室的充氣及排氣過程，原理示意圖如圖10所示。

圖10 模擬試驗器示意圖

3.2 試驗?zāi)M過程

工作過程采用高壓空氣罐給模擬燃燒室連續(xù)供氣，模擬燃燒室建壓過程，待模擬燃燒室中壓強穩(wěn)定平衡后，采用減小燃燒室供氣量方式模擬燃燒室壓強下降過程，同時記錄模擬燃燒室和模擬氣室的壓強變化。

3.3 試驗結(jié)果及分析

燃燒室壓強建壓過程為手動調(diào)節(jié)，控制燃燒室壓強上升到10 MPa后穩(wěn)定，關(guān)閉高壓氣閥，模擬壓強下降段，燃燒室壓強從10 MPa下降到0.5 MPa時間為1.2 s，測試壓強曲線如圖11所示。

從試驗曲線分析:

1）在模擬燃燒室壓強上升段，通過截流閥向氣室充氣，初期氣室壓強低于燃燒室壓強，但由于手動調(diào)節(jié)后期燃燒室壓強上升速率較慢，氣室壓強與燃燒室壓強平衡后穩(wěn)定，兩者壓強上升速率基本相同;

圖11 測試壓強曲線

2）在模擬燃燒室壓強下降段，由于燃燒室壓強下降速率較快，氣室壓強下降速率明顯滯后于燃燒室壓強，氣室壓強與燃燒室壓強形成了明顯的壓差，最大壓差達到3.4 MPa;

3）從試驗結(jié)果分析，在燃燒室壓強下降段，氣室與燃燒室能形成有效壓差，可以使單向閥可靠關(guān)閉，維持氣室壓強在高壓差狀態(tài)，能形成壓差力推動調(diào)節(jié)體向噴管喉部移動，完成噴管喉部面積的調(diào)節(jié);

4）由于氣室壓強與燃燒室形成的壓差達到了3.4 MPa，即使不設(shè)計關(guān)閉氣室的單向閥，單靠氣室和燃燒室之間自然形成的壓差力，也能使調(diào)節(jié)體向噴管喉部移動，完成噴管喉部面積的調(diào)節(jié);

5）試驗從機理上驗證了利用發(fā)動機自身燃氣壓強自適應(yīng)調(diào)節(jié)噴管喉部面積的方案是可行的。

4 結(jié)論

1）通過仿真分析和試驗驗證，文中介紹的固體火箭喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)原理可行;

2）文中介紹的固體火箭喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)工作過程是利用單室雙推固體火箭發(fā)動機一、二級過渡段壓強變化，通過設(shè)計截流孔在調(diào)節(jié)體上形成壓強差驅(qū)動調(diào)節(jié)機構(gòu)，無需設(shè)計外置（或附加）驅(qū)動源驅(qū)動噴管喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)運動，結(jié)構(gòu)簡單，易于實現(xiàn);

3）噴管喉部面積調(diào)節(jié)時發(fā)動機工作過程較為復(fù)雜，喉部面積調(diào)節(jié)過程與發(fā)動機內(nèi)彈道參數(shù)具有較強的耦合作用，如果兩者配合不好，會產(chǎn)生發(fā)動機內(nèi)彈道性能惡化的副作用，甚至產(chǎn)生危險［6］。文中介紹的固體火箭喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)，將發(fā)動機內(nèi)彈道的壓強參數(shù)直接引入到調(diào)節(jié)體的運動控制過程，與發(fā)動機內(nèi)彈道有一定的自適應(yīng)耦合效果，可以避免（或減輕）耦合的副作用;

4）文中介紹的固體火箭喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)雖已進行了原理性冷流試驗，可實現(xiàn)性較好，為固體火箭喉部面積調(diào)節(jié)機構(gòu)提供了一種新設(shè)計方案，可進一步開展熱試試驗，進行工程化應(yīng)用研究。

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