一種脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場數(shù)值分析*

尹自賓，房 雷

（1中國空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 471009;2航空制導(dǎo)武器航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河南洛陽 471009）

0 引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、性能可靠、貯存方便等優(yōu)點(diǎn)，是空空導(dǎo)彈的主要推進(jìn)手段。隨著空空導(dǎo)彈武器攻擊目標(biāo)的速度、機(jī)動(dòng)性不斷提高，對導(dǎo)彈的反應(yīng)速度、射程和末速度等提出了更高的要求，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在能量可控性方面的不足顯得較為突出。

為此，各國都在尋求提高固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)能量可控性的有效方法，其中脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用前景廣闊，國內(nèi)外開展了大量的研究工作［1－3］。文中依據(jù)空空導(dǎo)彈的使用要求，采用一種隔板式級間隔離裝置（以下簡稱隔板），實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)脈沖工作。受隔板的影響，燃燒室內(nèi)流道截面劇烈變化，隔板前后燃?xì)饬鲃?dòng)極度紊亂，發(fā)動(dòng)機(jī)總壓損失增加、熱防護(hù)層燒蝕嚴(yán)重。針對上述問題，文中優(yōu)選出三種隔板方案，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場仿真，分析隔板開孔型式、位置以及面積對燃?xì)饬鲃?dòng)的影響，為隔板優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。

1 技術(shù)方案

文中研究的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)由3個(gè)裝藥殼體、3個(gè)點(diǎn)火器、兩個(gè)隔板以及頂蓋組合、噴管組合等組成，各脈沖裝藥之間用隔板隔開，獨(dú)立點(diǎn)火，結(jié)構(gòu)方案見圖1。為了研究隔板開孔型式、位置、面積對燃?xì)饬鲃?dòng)、絕熱燒蝕的影響，通過結(jié)構(gòu)方案篩選，優(yōu)選出圖2所示A、B、C三種方案隔板進(jìn)行仿真分析，其開孔通氣面積比SA∶SB∶SC=1.05∶1∶1.2。

圖1 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖

圖2 數(shù)值仿真隔板方案

2 計(jì)算模型

2.1 假設(shè)條件

針對該脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，對其流場數(shù)值計(jì)算作如下假設(shè):

1）燃?xì)饩鶠槔硐霘怏w，服從理想氣體狀態(tài)方程，且比熱不變;

2）推進(jìn)劑的燃燒瞬時(shí)完成、完全反應(yīng)，在流動(dòng)過程中，均不再發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，燃?xì)馕锢硇再|(zhì)均勻。

2.2 控制方程與湍流模型

選擇雷諾平均可壓縮N-S方程作為數(shù)值計(jì)算控制方程，湍流模型選擇標(biāo)準(zhǔn)的k-ε兩方程模型，應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)計(jì)及壁面效應(yīng)。

2.3 邊界條件

一脈沖工作時(shí)，隔板對流場沒有影響，不予考慮。二、三脈沖工作時(shí)，根據(jù)流場對稱特性，對流場計(jì)算區(qū)域進(jìn)行簡化，如圖3所示。

圖3 仿真模型及邊界條件

圖3中的邊界條件如下:

a）質(zhì)量入口邊界

質(zhì)量流率 9.2 kg·s－1，總壓 11.0 MPa，總溫 3 500 K。

b）壁面邊界

無速度滑移、絕熱壁面邊界，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理。

c）對稱面邊界

沿對稱面法向速度為零，各物理量在對稱面上的梯度為零，與對稱面相鄰的所有點(diǎn)的壓強(qiáng)、密度、溫度、速度等值直接賦予對稱面上各點(diǎn)。

d）出口邊界

對于文中的計(jì)算模型，出口速度為超音速，采用壓力外推確定。

2.4 計(jì)算網(wǎng)格

采用六面體網(wǎng)格，對網(wǎng)格的質(zhì)量及數(shù)量進(jìn)行控制，隔板及壁面附近網(wǎng)格加密，計(jì)算網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 計(jì)算模型網(wǎng)格劃分

3 仿真結(jié)果與分析

3.1 仿真結(jié)果

三種隔板發(fā)動(dòng)機(jī)流場仿真計(jì)算結(jié)果如圖5～圖7。

速度等值線圖顯示，燃燒室內(nèi)亞音速燃?xì)庠诟舭迩笆諗考铀俨⒂诟舭彘_孔處達(dá)到最大，流過開孔后，在隔板背壁區(qū)形成渦流，壓迫燃?xì)馄虬l(fā)動(dòng)機(jī)軸線，之后流動(dòng)趨于平穩(wěn)。在噴管內(nèi)，燃?xì)饨?jīng)加速以超聲速流出發(fā)動(dòng)機(jī)。

三種隔板狀態(tài)下，燃?xì)饬鲃?dòng)趨勢基本一致。三脈沖工作時(shí)，前后兩個(gè)隔板附近流動(dòng)特性一致，且與二脈沖工作時(shí)相同。

圖5 二脈沖工作時(shí)速度等值線圖

3.2 隔板開孔型式對燃燒室熱防護(hù)的影響

速度矢量圖8顯示，A隔板下游，背壁區(qū)域渦流強(qiáng)，軸線附近弱，渦流回流位置，燃?xì)庵苯記_刷殼體絕熱層，是造成燒蝕的主要原因。

圖6 三脈沖工作時(shí)速度等值線圖

圖7 隔板下游沿燃燒室壁面速度隨位置變化曲線

B、C隔板下游，仿真結(jié)果與A隔板類似，但是，由于燃燒室外圓處開孔面積大，背壁區(qū)壁面附近渦流弱，而軸線處渦流比A隔板強(qiáng)，致使燃?xì)饬髋c壁面交匯位置距離隔板更近，且燃?xì)饬魉俑撸瑢?dǎo)致燃燒室絕熱層燒蝕更嚴(yán)重。

仿真云圖測量顯示，A隔板下游150 mm，B、C隔板下游100 mm，絕熱層燒蝕最嚴(yán)重。發(fā)動(dòng)機(jī)試車后，測量A隔板下游殼體絕熱層剩余厚度δ（mm），將其與仿真結(jié)果對比，見圖9。從圖上可以看出，絕熱層燒蝕最嚴(yán)重的位置在距A隔板下游142 mm附近，仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。

試驗(yàn)結(jié)果表明，A隔板導(dǎo)致燃燒室絕熱層燒蝕最輕，其次是C隔板，B隔板燒蝕最嚴(yán)重。對比三種隔板開孔型式，開孔位置越集中于軸線，開孔面積分布越均勻，燃燒室絕熱層燒蝕越輕。

圖8 隔板下游局部速度矢量圖

圖9 A隔板仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比

3.3 隔板開孔型式、開孔面積對隔板熱防護(hù)的影響

推進(jìn)劑燃燒后，凝相微粒含量高達(dá)30%，燃?xì)饬鬟^隔板開孔時(shí)，造成隔板熱防護(hù)層沖刷和燒蝕。

根據(jù)一維等熵流理論，隔板總開孔面積越小，燃?xì)饬魉僭礁撸舭鍥_刷燒蝕越嚴(yán)重。將三種隔板的開孔尺寸列表對比，見表1，表中顯示，A、B隔板開孔面積相當(dāng)，A隔板面積稍大。理論上A、B隔板絕熱層燒蝕應(yīng)基本相當(dāng)，但是對比速度云圖（圖5、圖6）卻發(fā)現(xiàn)，A隔板開孔處的最大流速大于B隔板，這就意味著A隔板絕熱層燒蝕更嚴(yán)重;試車結(jié)果顯示，A隔板開孔處熱防護(hù)層燒蝕率比B隔板高30%以上。這表明，開孔處的燃?xì)饬魉俨粌H與總開孔面積大小相關(guān)，還與隔板開孔面積與開孔周長之比相關(guān)。

表1 隔板開孔尺寸對比

對比三種隔板，總開孔面積一定的情況下，平均單個(gè)開孔面積越大，隔板絕熱層燒蝕越輕。在考慮隔板的燒蝕時(shí)，需綜合分析，盡量選擇單個(gè)開孔面積大、開孔數(shù)量少的隔板型式。

3.4 隔板開孔面積對總壓的影響

總壓損失將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)效率降低，性能下降，燃?xì)庠谌紵覂?nèi)流動(dòng)過程中，受隔板影響，流道截面劇烈變化，燃?xì)饬鲃?dòng)紊亂，造成總壓損失。表2中仿真結(jié)果顯示，燃?xì)饨?jīng)過隔板一次，總壓損失0.3～0.5 MPa，這與 A隔板試驗(yàn)測得的 0.4 MPa損失基本一致。

表2 隔板前后仿真、試驗(yàn)壓強(qiáng)差值

隔板附近的燃?xì)饬魉僭礁撸瑴u流越強(qiáng)，總壓損失也就越多，不同隔板總壓損失對比表明，隔板總開孔面積越大，總壓損失越小。喉部面積一定時(shí)，在保證隔板強(qiáng)度的前提下，應(yīng)盡可能增大隔板上的總開孔面積，以減小總壓損失。

4 結(jié)論

通過脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場仿真分析，得出以下結(jié)論:

1）隔板開孔型式、面積對燃燒室絕熱層燒蝕影響較大，為了減輕燒蝕，隔板上的開孔應(yīng)盡量集中于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線，面積分布盡量均勻。

2）隔板絕熱層燒蝕不僅與隔板總開孔面積相關(guān)，還與隔板開孔面積和開孔周長之比相關(guān)，開孔型式選擇時(shí)，應(yīng)盡量選擇平均單個(gè)開孔面積大、數(shù)量少的開孔型式。

3）隔板總開孔面積影響燃?xì)饬鬟^隔板的總壓損失，開孔面積越大，總壓損失越小。噴管喉部面積一定時(shí)，保證隔板強(qiáng)度的前提下，盡量增大開孔面積。

［1］Harold Dahl，Barry Jones.Demonstration of solid propellant pulsemotor technologies，AIAA 96 －3157［R］.1996.

［2］李江，肖育民，何國強(qiáng)，等.雙脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火內(nèi)視研究［J］.推進(jìn)技術(shù)，1998，19（3）:61－64.

［3］朱光辰，胡克嫻，王春利，等.一種雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，1996，11（4）:365－368.

［4］王福軍.計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)分析:CFD軟件原理與應(yīng)用［M］.北京:清華大學(xué)出版社，2004.

［5］A·C·科羅捷耶夫.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氣體動(dòng)力學(xué)與熱物理過程［M］.戴祖明，等譯.北京:中國宇航出版社，2007.

［6］謝文超，徐東來，蔡選義，等.空空導(dǎo)彈推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2006.