燃氣舵推矢裝置穩(wěn)態(tài)及動態(tài)氣動特性研究

摘要：通過CFD數(shù)值計算分別對某燃氣舵推矢裝置的穩(wěn)態(tài)氣動特性和動態(tài)氣動特性進行研究和分析，獲得該燃氣舵在階躍信號控制下不同舵偏角的穩(wěn)態(tài)氣動特性和采用正弦控制規(guī)律時的連續(xù)動態(tài)氣動特性，將數(shù)值模擬結果與實際地面點火試驗結果進行比較，兩者吻合較好。

關鍵詞：燃氣舵；推矢裝置；穩(wěn)態(tài)氣動特性；動態(tài)氣動特性

中圖分類號：TJ760.3+52 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）02-0041-03

0、引言

當火箭發(fā)動機在初始工作進行姿態(tài)變化和大過載機動時多采用矢量控制手段，阻流致偏式的燃氣舵推矢裝置在固體火箭發(fā)動機矢量控制中最為常見，特別是燃氣舵裝置由于其較低的控制力矩、較小的空間占用率、快速的反應能力已經(jīng)在多種導彈中有所應用，因此倍受關注，成為當前研究較多的內(nèi)容。

在對燃氣舵推矢裝置進行地面點火試驗時，雖然能夠較精確地得到舵片的實際受力情況，但是由于試驗件的加工周期過長，并且試驗用燃氣舵片的材料和發(fā)動機的價格昂貴，因此采用數(shù)值計算配合試驗驗證的方法進行推矢裝置燃氣舵氣動特性研究是十分必要的。本文采用CFD數(shù)值計算的方法分別對某燃氣舵推矢裝置的穩(wěn)態(tài)氣動特性和動態(tài)氣動特性進行研究，獲得了該燃氣舵裝置在階躍信號控制下不同舵偏角的氣動特性和采用正弦控制規(guī)律時的連續(xù)動態(tài)氣動特性，并與實際地面點火試驗結果進行對比。

1、模型建立

1.1 物理模型

本文研究的燃氣舵推矢裝置與長尾噴管結構如圖1所示。長尾噴管由收斂段、等直段、喉部和擴張段組成，燃氣舵由舵基、舵軸和舵體組成。

1.2 網(wǎng)格劃分和邊界條件

1.2.1 網(wǎng)格劃分

圖2所示為本次計算所采用的網(wǎng)格圖。采用Gambit網(wǎng)格劃分軟件生成，網(wǎng)格一共121萬，由于定常流場計算和非定常流場計算所采用的網(wǎng)格具有相似性，因此在此僅僅給出定常計算的網(wǎng)格圖。

1.2.2 邊界條件

仿真邊界條件主要包括：質量進口邊界、壓力出口邊界和無滑移絕熱固壁邊界條件。具體邊界條件設置如圖3所示。根據(jù)導彈發(fā)動機熱力計算，相關計算參數(shù)如表1所示。

1.3 計算方法

1.3.1 模型簡化和假設

由于固體火箭發(fā)動機的尾噴流屬于超音速流動，再加上阻流致偏的燃氣舵裝置，將會使尾流情況變得相當復雜，因此在此做出如下假設：

（1）固體推進劑在燃燒室內(nèi)部燃燒不充分，在導彈發(fā)動機燃氣流中會存在復雜的復燃現(xiàn)象，復燃程度隨推進劑成分和燃燒室壓強而異，本文簡化為純流動問題：

（2）為增加推進劑能量，多添加金屬粉末，這樣不可避免地造成燃氣流中含有大量的凝相和液相粒子，本文統(tǒng)一簡化為純氣相問題：

（3）定壓比熱根據(jù)所計算導彈發(fā)動機內(nèi)壓、推進劑組分和發(fā)動機結構參數(shù)，經(jīng)過熱力計算參數(shù)得到，在燃氣流中略有變化，但變化不大，在實際計算中視為常值：

（4）略去質量力的影響。

1.3.2 湍流模型及壁面函數(shù)

采用CFD仿真軟件FLUENT6.3.26進行數(shù)值模擬。流場控制方程為三維N-S方程，計算過程選用耦合隱式方法。湍流模型為RNGk-ε二維方程模型，在壁面附近采用非平衡壁面函數(shù)進行處理，適用于存在嚴重壓力梯度的分離、再附等流場，粘性系數(shù)由Sutherland公式確定。

1.3.3 動網(wǎng)格

本文采用網(wǎng)格平滑光順與局部網(wǎng)格重構相結合的方法進行動網(wǎng)格計算，其中舵體設置為剛體轉動，舵軸與舵基的交界面設置為變形面，在該變形面上實現(xiàn)網(wǎng)格光順與局部網(wǎng)格重構。

2、計算結果及分析

燃氣舵推力矢量裝置的主要氣動參數(shù)有：控制力、滾轉力矩、鉸鏈力矩、負載力矩、燃氣舵引起的推力損失、舵間干擾等。根據(jù)所要對比的試驗情況主要計算了燃氣舵裝置雙舵聯(lián)動階躍信號控制情況下的水平控制力、雙舵差動階躍信號控制情況下的橫滾控制力矩以及正弦控制規(guī)律動態(tài)控制情況下的水平控制力，下面分別就穩(wěn)態(tài)和動態(tài)仿真結果進行分析和討論。

2.1 燃氣舵穩(wěn)態(tài)氣動特性仿真

2.1.1 雙舵聯(lián)動仿真結果

在進行穩(wěn)態(tài)雙舵聯(lián)動情況下的仿真計算時，本文主要計算了5°，10°，15°，20°，25°，29°和32°雙舵階躍信號情況下的水平控制力。

圖4所示為水平控制力計算結果與試驗結果對比。圖4（a）為雙舵聯(lián)動情況下的水平控制力計算結果及其與試驗結果之間的誤差，由圖4（b）中數(shù)據(jù)可見，雙舵聯(lián)動時的水平控制力最大計算誤差約為6.14%（出現(xiàn)在10°舵偏角時），最小計算誤差為1.48%（出現(xiàn)在5°舵偏角時），其余舵偏角情況下的計算與試驗誤差均在4%以內(nèi)。

2.1.2 雙舵差動仿真結果

在進行穩(wěn)態(tài)雙舵差動情況下的仿真計算時，主要計算了3°，5°，7°和10°雙舵階躍信號情況下的橫滾控制力矩。

圖5所示為橫滾控制力矩計算值與試驗值對比。由圖5（b）中數(shù)據(jù)可見，雙舵差動情況下的橫滾控制力矩最大計算誤差為3.15%（出現(xiàn)在10°舵偏角時），最小計算誤差為0.35%（出現(xiàn)在7°舵偏角時），其余舵偏角情況下的橫滾控制力矩計算誤差均在2.5%以內(nèi)。

2.2 燃氣舵動態(tài)氣動特性仿真

燃氣舵動態(tài)氣動特性仿真需要計算的是舵片按正弦規(guī)律進行運動，舵片的運動周期為1°5 s時不同時刻的瞬態(tài)單舵水平控制力，其中舵片的運動規(guī)律為

θ=Asin[（2πt/T）+ф）]式中：A為舵偏角幅值；T為舵片運動周期（本文中的舵片運動周期為1.5 s）；ф為初始舵偏角（本文中初始舵偏角為0）；θ為瞬時舵偏角。

圖6為燃氣舵裝置動態(tài)水平控制力的計算結果與試驗結果對比圖。由圖可見，在舵片剛開始進行運動的0.05 s內(nèi)計算值相對于試驗值的誤差較大，原因可能為非定常計算時，要先進行定常計算，而定常計算在最初可能沒有達到完全收斂，對非定常計算的計算結果產(chǎn)生較大影響：而當舵片運動到0.05 s以后，計算值相對于試驗值的誤差已經(jīng)很小，基本控制在5%以內(nèi)，這主要是由于流場情況趨于穩(wěn)定，與實際試驗情況越來越接近。

3、結論

根據(jù)以上研究與試驗對比，得出如下結論：

（1）定常計算結果中雙舵聯(lián)動下的水平控制力計算結果與試驗結果最大誤差為6.14%，出現(xiàn)在10°舵偏角時，最小誤差為1.48%，出現(xiàn)在5。舵偏角時，其余舵偏角情況下誤差均在4%以內(nèi)；

（2）定常計算結果中雙舵差動下的橫滾控制力矩計算結果與試驗結果最大誤差為3.15%，出現(xiàn)在10°舵偏角時，最小誤差為0.35%，出現(xiàn)在7°舵偏角時，其余舵偏角情況下誤差均在2.5%以內(nèi)；

（3）動態(tài)計算結果中水平控制力的計算結果與試驗結果基本吻合，在前0.05 s的周期內(nèi)誤差較大，在0.05 s以后計算結果與試驗值的誤差基本在5%以內(nèi)。