渦流閥變推力發動機渦流室渦流結構分析①

魏祥庚，李 江，陳 劍，何國強

(西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

渦流閥變推力發動機的工作原理是通過加入的切向控制流的角動量誘發主燃氣在渦流室內旋轉，產生壓強梯度，增加主燃氣流的流動阻力，提高燃燒室壓強，增加主流流量，從而實現對推力的調節。這種噴流控制具有獨特的優點是軟調節，比較安全;沒有活動部件，不存在動密封問題，燒蝕和熱結構問題不嚴重。因此，渦流閥變推力發動機備受國內外研究人員關注[1－8]，且具有很好的應用前景。由渦流閥變推力發動機的工作原理可知，渦流室內的流動是影響推力調節的關鍵，且渦流室流動分析也為發動機的推力調節機理分析提供重要依據。文獻[3]利用NASA蘭利中心開發的CFL3D工具，進行了渦流閥幾何參數對調節性能的影響研究，獲得了幾何參數對性能的影響規律。文獻[4]利用Vatistas等建立的n=2的旋渦模型及連續方程和能量方程，建立了研究渦流室角速度徑向壓強分布的新方法。目前，開展渦流室渦流結構的數值及流場測試研究較少，而渦流室渦流結構又較為復雜，有必要揭示其流場結構，為推力調節機理分析提供參考依據。本文利用徑向壓強測試實驗裝置及數值模擬方法，開展了渦流室渦流結構分析研究。

1 實驗研究

1.1 實驗系統

本文采用的實驗系統及渦流閥的主要結構特征參見文獻[6－7]。為了能實現渦流室徑向壓強的測試，本文在前期實驗器的基礎上進行了改進，增加了徑向壓強測試裝置。帶有徑向壓強測試裝置的渦流閥裝置結構示意圖如圖1所示。不同徑向壓強通過斜置測壓通道入口，在渦流室內距軸線的位置不同實現。由于渦流室后壁中心是發動機噴管，因此靠近軸線位置的測點布置較為困難，目前測點布置是盡量向軸線方向靠近。

圖1 徑向壓強測試渦流閥結構Fig.1 Schematic diagram of radial pressure test vortex valve

實驗發動機采用低含鋁量的低燃溫高燃速壓強指數的復合推進劑，燃氣溫度約為1 789 K，燃速壓強指數為0.6，端面燃燒，燃面直徑為180 mm。控制流采用壓縮氮氣。

1.2 實驗結果與分析

利用徑向壓強測試渦流閥進行了2次實驗。2次實驗的渦流閥結構參數見表1，2次控制流具體參數見表2。實驗1測試渦流室徑向壓強的位置分別為距軸線40 mm和30 mm。實驗2測試渦流室徑向壓強的位置分別為距軸線18 mm和12 mm。

表1 渦流閥結構參數Table 1 Vortex valve geometry parameters

表2 控制流參數Table 2 Control flow parameters

圖2為實驗1的徑向壓強-時間曲線圖。由實驗數據可得出，在沒有加入控制流發動機穩定工作時，3處的壓強分別為 3.03、2.96、2.93 MPa;在加入控制流后發動機穩定工作時，3處的壓強分別為8.12、8.02、7.98 MPa。在控制流加入前后，發動機3處的壓強都呈現出靠近發動機的軸線，壓強逐漸降低的規律，且相鄰2點處的壓強差值在加入控制流前后相差不大。

圖3為實驗2的壓強-時間曲線圖。由于實驗中第1個峰出現了調節前一傳感器沒有正常工作，在后面分析中采用第2個峰的數據。

圖2 實驗1壓強-時間曲線Fig.2 Pressure vs tim e of test 1

圖3 實驗2壓強-時間曲線Fig.3 Pressure vs time of test 2

由圖3可得出，在沒有加入控制流發動機穩定工作時，3 處的壓強分別為 3.46、3.36、3.32 MPa;在加入控制流后發動機穩定工作時3處的壓強分別為8.44、8.19、8.03 MPa。在控制流加入前后，發動機3處的壓強都呈現出靠近發動機的軸線，壓強逐漸降低的規律，且相鄰2點處的壓強差值在加入控制流前后出現了明顯的差別:燃燒室與距軸線18 mm處的壓強差值由0.1 MPa變化到0.25 MPa;距軸線18 mm處與距軸線12 mm處的壓強差值由0.04 MPa變化到0.16 MPa。相鄰2點處壓強差值在加入控制流前后的變化值，呈現出越靠近發動機軸線變化越明顯。

實驗后對2次實驗的渦流閥進行了拆解，發現2次實驗的渦流室后壁面上靠近出口的范圍內形成了很多旋轉紋路，如圖4所示。這就說明，2次實驗的渦流室內都發生了氣流旋轉。實驗1的渦流室徑向壓強測試表明，在半徑為30mm以外的區域內，徑向壓強梯度并不明顯;實驗2的渦流室徑向壓強測試表明，在半徑為18 mm的區域內，徑向壓強梯度比較明顯。綜上分析可認為，渦流室內的氣流發生旋轉，即驗證了渦流閥變推力發動機的工作原理;渦流室內的徑向壓強梯度在一較小范圍內較明顯。

圖4 渦流室后壁的旋轉紋路Fig.4 Rotating trace of vortex chamber aft wall

2 數值模擬研究

雖然利用實驗獲得了渦流室徑向壓強數據，但對于理解渦流室內的流動狀態還不夠，還需進行更為細節的數值模擬計算。利用獲得的實驗數據對數值計算結果進行驗證。

2.1 數值計算模型

在FLUENT軟件的基礎上，針對渦流閥變推力發動機的特點，在一定簡化的基礎上建立了渦流閥變推力發動機三維數值計算模型。建立的三維流動數值模型采用的控制方程為雷諾平均N-S方程、湍流模型為SSTk-ω模型，計算區域采用全流場進行，渦流室入口邊界條件為UDF寫入的質量流率入口，控制流入口采用壓強入口，噴管出口為壓強出口邊界條件，網格采用結構與非結構網格的和混合，并采用了局部加密措施，詳細計算模型參見文獻[8]。計算中參數設置采用實驗發動機裝藥參數。

2.2 計算驗證

針對2次實驗工況進行了數值計算。為了說明計算模型的準確性及合理性，將2次計算結果的徑向壓強與實驗的進行了對比分析。渦流室徑向壓強徑線選擇在渦流室的中間截面上，位置如圖5所示，徑向壓強結果如圖6所示。

由圖6可看出，數值計算的結果都要比實驗略高，最大誤差為9.5%，由于數值模型中沒有考慮氣流混合的熱損失、向殼體的傳熱及流動損失等因素，實驗發動機為厚壁且無隔熱措施，熱損失較大;數值計算結果與實驗結果變化規律一致。由此可說明，所建立的計算模型完全可用于渦流閥變推力發動機的研究中，計算結果可信，具有一定的計算精度。

圖5 徑向壓強顯示路徑Fig.5 Position of radial route

圖6 計算結果與實驗結果對比Fig.6 Comparison between computational and experimental

由圖6(a)可看出，調節前后渦流室徑向壓強變化率只在很小范圍內發生變化，在大部分區域基本沒有變化。由圖6可看出，徑向壓強變化劇烈區域集中在以10 mm為半徑的圓域內。實驗1的徑向壓強測點布置在了壓強變化平緩區，而實驗2的徑向壓強測點布置在了壓強變化由劇烈到平緩的過渡區，這也就說明了實驗中為何實驗2的徑向壓強結果較實驗1的變化明顯了。

2.3 計算結果及分析

為了更好地說明渦流室內壓強分布情況，利用實驗2的計算工況進行更深入的分析。下面給出了加入控制流后渦流室內徑向壓強及渦流室中軸面上的速度矢量圖及密度云圖。渦流室中軸面的流場分布如圖7所示。

圖7 實驗2中軸面流場Fig.7 Flow field of test 2 intermediate surface

由圖7可看出，在加入控制流后，渦流室內氣流發生旋轉，隨著距離軸線距離的減小旋轉強度增大，并在任意2個主燃氣通道之間形成了旋流區域，流場呈現出中心對稱分布，在流場中心區域形成低密度區。

為了更好地說明渦流室的流動狀態，將渦流閥的中軸面流場顯示如圖8所示，將渦流室徑向馬赫數及喉部中截面徑向馬赫數分布顯示如圖9所示，渦流室切向速度及喉部中截面切向速度沿徑向的分布如圖10所示。

由圖8可看出，渦流室內的壓強在靠近軸線的附近變化非常劇烈，壓強梯度較大，并在軸線附近很小的區域內出現低壓區，其壓強值與噴管擴張段起始位置處的壓強相當。渦流室中軸線附近與喉部的壓強呈現右倒的“V”形分布。

由圖9可看出，渦流室徑向馬赫數和喉部徑向馬赫數都呈現出了先增大、后減小的分布，并且呈現增大趨勢的區域非常小，呈現線性趨勢。

圖8 試驗2軸截面壓強云圖Fig.8 Contours of pressure of test2 axially surface

圖9 渦流室和喉部的徑向馬赫數分布圖Fig.9 M ach number of vortex chamber and throat

圖10 渦流室和喉部的徑向角速度分布圖Fig.10 Tangential velocity of vortex chamber and throat

由圖10可看出，切向速度呈現的分布規律與馬赫數的相同，并在軸線處為零。根據渦動力學理論[9]，結合圖9和圖10的分布規律，可發現渦流室的流動非常符合有軸向流動的軸對稱旋渦流動，同時流動也具備了旋渦流動的渦核結構。根據渦核的定義[9]，由圖10可知，渦流室流動的渦核半徑為2.1 mm。結合前面渦流室截面密度云圖可知，軸線附近的低密度區是由于渦核的存在而產生。渦核內部氣流流通很少，渦核的存在降低了氣體的流通面積，這也將成為減小發動機噴管喉部有效面積的重要因素，也就是說渦核的大小將影響發動機喉部的有效面積，也就成為影響推力調節大小的影響因素。因此，后續可通過渦核大小的影響因素研究，來實現推力調節大小的影響分析研究。

3 結論

(1)數值計算結果與實驗結果最大誤差為9.5%，建立的數值計算模型完全可用于渦流閥變推力發動機的后續研究中。

(2)獲得了渦流閥變推力發動機渦流室的流動特點:壓強只在距軸線很小的范圍內變化劇烈，而在其他大部分區域內壓強變化較小;渦流室內的馬赫數分布由中心向外呈現先增大、后減小的分布規律，且中心較小的區域內為低密度區域。

(3)渦流室流動符合有軸向流動的軸對稱旋渦流動，且中心區域存在渦核。渦核的存在將降低發動機噴管的有效通氣面積，成為實現推力調節的原因。

[1] 張淑慧，胡波，孟雅桃.推力可控固體火箭發動機應用及發展[J].固體火箭技術，2002，25(4):12-15.

[2] Nelson C，Roberts R，Fish V.The vortex valve controlled rocketmotor[R].AIAA 68-538.

[3] Lin Ray Sing，Nathan Hariharn，Tory Brogan.Analysis of fluidic vortex valves for airflow control in combustors[R].AIAA 2002-2946.

[4] Ali Jawarneh，Georgios H Vatistas.Vortex chamber flows[R].AIAA 2004-5620.

[5] 張為華，程謀森，劉分元.固體發動機推力隨機調節的渦流閥方案研究[J].推進技術，1995(5):34-39.

[6] 魏祥庚，何國強，李江，等.渦流閥幾何參數對固體發動機推力調節特性的影響[J].推進技術，2007，28(4):352-355.

[7] 魏祥庚，何國強，李江，等.控制流參數對渦流閥變推力固體發動機性能的影響[J].推進技術，2009，30(5):571-575.

[8] YU Xiao-jing，HE Guo-qiang，LI Jiang，LIU Yang，WEI Xiang-geng.Numerical analysis of flow in variable thrust SRM based on vortex valve[R].AIAA 2007-5801.

[9] 吳介之，馬暉揚，周明德.渦動力學引論[M].高等教育出版社，1993.