流量調節裝置燃氣通道CFD仿真計算*

張 全,王希亮,劉樂卿

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471009)

流量調節裝置燃氣通道CFD仿真計算*

張 全,王希亮,劉樂卿

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471009)

為設計出流量調節裝置最佳燃氣通道型面,文中在簡要介紹N-S方程主要算法的基礎上,利用Fluent軟件對燃氣通道進行了CFD仿真計算,通過模擬燃氣通道內的流體運動,分析了不同擴張角度對內流場的影響,獲得了燃氣粒子對通道的理論沖刷情況,計算結果表明帶最佳擴張角的燃氣通道方案能有效降低氣流的出口速度,試驗結果與仿真結果基本一致。

流量調節裝置;燃氣通道;仿真

0 引言

由于未來空戰遵循“先視先射”的原則,為在未來空戰中奪取制空權和攻擊遠距離空中目標(包括預警機),我國迫切需要研制可與西方國家相抗衡的新一代中遠程空空導彈,整體式固體火箭沖壓發動機作為一種新型的組合動力裝置,具有比沖高、重量輕、速度快、射程遠和結構簡單等諸多優點,已成為中遠程空空導彈的首選動力裝置[1-2]。在整體式固體火箭沖壓發動機研制過程中,熱防護技術是需要首先解決的問題之一。影響發動機熱防護層工作可靠性的因素很多[3-5],其中燃氣噴射方式和噴射速度的影響最為顯著。在固沖發動機試驗中,曾出現因燃氣噴射方式設計不合理導致熱防護層失效的問題。為了降低燃氣出口速度,文中提出了在噴口后增加一個燃氣導管設計思路,同時通過仿真對燃氣通道內型面進行了優化設計,試驗結果表明該措施能有效降低燃氣出口速度,提高了補燃室熱防護層的工作可靠性。

1 數值模擬

1.1 幾何模型

根據導彈實際的技術指標和設計要求,對流量調節裝置燃氣通道內型面進行優化設計。如圖1所示,燃氣通道入口截面直徑d1可以根據總體要求確定,出口截面直徑d2和通道長度L根據流量調節艙的空間位置大小也可以確定,所以只有擴張角度α是需要通過計算分析確定的。分別取α為10°、15°、20°、25°、30°、40°、50°進行流場仿真計算,最能有效降低出口氣流的速度,提高燃料在補燃室中的滯流時間即為最佳擴張角度,可為固沖發動機燃氣通道內型面的設計提供理論參考。

圖1 燃氣通道示意圖

1.2 控制方程

由于固沖發動機內部的實際工作過程是極為復雜的,這給數值模擬帶來了實質性的困難,文中抓住重點,在考慮了固沖發動機實際工作特點和工程化的要求之上,對其他問題進行簡化處理,著重研究了穩定工作階段的燃氣通道內流場的數值模擬,為便于處理,實際計算均作如下假設[6]:

燃氣流動是軸對稱的,且周向速度為零(即燃氣導管不旋轉);

燃氣通道中的燃氣為組分不變的氣體;

流動為準定常的;

燃氣通道中為湍流流動;

忽略流動過程中的熱傳遞;

忽略體積力。

文中應用雷諾平均可壓縮N-S方程作為控制方程,選擇標準k-ε模型計算湍流影響,并應用標準壁面函數計算壁面效應;應用SIMPLE格式離散上述方程,并選擇亞松弛迭代方法進行流場求解。

無外力、外界熱傳導、無質量、動量及外加能量項等的雷諾平均可壓縮N-S方程見文獻[6]。

1.3 模型建立和網格劃分

網格劃分采用GAMBIT2.04軟件,根據燃氣通道內型面的具體結構把整個計算域劃分成若干個子域,針對每個子域均生成結構化網格,在壁面附近和流動規律復雜的子域布置了較密的網格,而氣流通道內部流動相對穩定的區域網格布置較稀。文中計算中對燃氣通道進行了六面體網格劃分,以此把整體的網格數目控制在8 000個左右,網格劃分見圖2。

圖2 流場結構

1.4 初始條件和邊界條件

全場的初始條件為壓強取1個大氣壓,速度取100 m/s。

邊界條件按如下設定,燃氣發生器連接端為壓強入口條件,補燃室連接端為壓強出口條件,其余為壁面條件。計算軟件采用商業流體計算軟件FLUENT6.1,殘差收斂標準為10-3。

2 仿真結果及分析

在同樣的邊界條件下分別對帶7種不同擴張角的燃氣通道方案進行了仿真分析,燃氣導管出口平均速度計算結果見圖3。由圖可知,隨著擴張角的增大,燃氣導管出口平均速度呈先減小后增大的趨勢,即存在速度最低點。說明只要在該點附近選取對應的擴張角進而設計出的燃氣通道型面即為最佳燃氣通道內型面。考慮到結構和二次燃燒匹配性等相關問題,選取24.5°為燃氣通道內型面的最終擴張角。

圖3 不同擴張角度下的出口速度

在上述計算的基礎上,對燃氣通道的計算模型添加粒子模型,材料為B2O3,粒子粒度取為φ(5e-6) m,計算得到通氣孔內燃氣粒子軌跡,見圖4,從圖中可以看出,凝相粒子的運動與氣流運動相比具有滯后性,當氣流在擴張通道中膨脹時,粒子緩慢膨脹,大部分碰撞在燃氣導管的后端,因此在設計過程中應重點考慮燃氣導管后端的抗沖刷問題。

圖4 粒子軌跡

實際飛行過程中,導彈的高度是不斷變化的,需要對不同入口壓強和背壓情況下燃氣導管內的流場結構做進一步的二維數值分析。

分別取入口壓強為1.5 MPa、2.0 MPa、2.5 MPa、3.0 MPa、5.0 MPa,出口壓強為0.2 MPa、0.3 MPa、0.4 MPa、0.5 MPa時共20種工況,對燃氣導管的內流場結構進行數值計算,導管出口平均馬赫數的計算結果見表1。

表1 馬赫數計算結果

從表1可以看出,在大多數壓強組合下,燃氣導管出口的平均氣流速度可以降為亞音速。

3 與試驗結果的比較

對裝有優化設計后燃氣導管的固沖發動機做抗燒蝕性能的考核試驗,結果顯示發動機殼體完好,補燃室內絕熱層厚度變化不大,通過了130 s的連管考核試驗,驗證了燃氣通道內型面數值仿真的正確性。

4 結束語

通過文中的設計與仿真分析,可以得出以下結論:

1)結合導彈實際的技術指標和設計要求,通過對一系列帶不同擴張角的燃氣通道內型面進行流場仿真,得出最佳擴張角為24.5°。

2)凝相粒子的運動與氣流運動相比具有滯后性,應重點關注燃氣導管后端的抗沖刷問題。

3)通過試驗驗證,采用該形式導管實現了降低高溫粒子速度的目的,滿足發動機的熱防護要求。

[1] 關大林, 王寧飛. 改善硼粒子點火及燃燒性能研究的回顧與展望 [J]. 火炸藥學報, 1998(2): 52-54.

[2] 王英紅, 李進賢, 李葆萱，等. 含硼富燃料推進劑各組分對其低壓燃速的影響 [J]. 兵工學報, 2005, 26(2): 274-277.

[3] VANKA S P, CRAIG R R, STULL F D. Mixing, Chemical reaction and flow field development in ducted rockets [J]. Jounal of Propulsion and Power, 1984, 2(4):331-338.

[4] CHERNG D L, YANG V, KUO K K. Numerical study of turbulent reacting flows in solid-propellant ducted rocket combustors [J]. Jounal of Propulsion and Power, 1989, 5(6): 678-685.

[5] VIGOT C, BARDELLE L, NADAUD L. Improvement of boron combustion in a solid-fuel ram rocket: AIAA 86-1590 [R]. 1986.

[6] 陳懋章. 粘性流體動力學基礎 [M]. 北京: 高等教育出版社, 2002: 32-38.

The CFD Simulation for Combustion Gas Port in Flow Control Device

ZHANG Quan,WANG Xiliang,LIU Leqing

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

In order to design the best mould surface of combustion gas port in flow control device, based on N-S equation, CFD simulation calculations were made by using Fluent program. By means of simulating fluid movement, the effects of different dilation angle on mixing flow-field were analyzed and theoretical scour of combustion gas port from the gas particle was obtained. The calculation shows that the design of combustion gas port with optimal dilation angle can effectively reduce gas outlet velocity. The result of calculation is elementarily consistent with experimental value.

flow control device; combustion gas port; simulation

2015-07-02

張全(1979-),女,陜西漢中人,碩士研究生,研究方向:發動機設計和質量管理。

V438

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