流量調(diào)節(jié)裝置燃?xì)馔ǖ繡FD仿真計算*

張 全,王希亮,劉樂卿

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471009)

流量調(diào)節(jié)裝置燃?xì)馔ǖ繡FD仿真計算*

張 全,王希亮,劉樂卿

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471009)

為設(shè)計出流量調(diào)節(jié)裝置最佳燃?xì)馔ǖ佬兔?文中在簡要介紹N-S方程主要算法的基礎(chǔ)上,利用Fluent軟件對燃?xì)馔ǖ肋M(jìn)行了CFD仿真計算,通過模擬燃?xì)馔ǖ纼?nèi)的流體運動,分析了不同擴(kuò)張角度對內(nèi)流場的影響,獲得了燃?xì)饬Ｗ訉νǖ赖睦碚摏_刷情況,計算結(jié)果表明帶最佳擴(kuò)張角的燃?xì)馔ǖ婪桨改苡行Ы档蜌饬鞯某隹谒俣?試驗結(jié)果與仿真結(jié)果基本一致。

流量調(diào)節(jié)裝置;燃?xì)馔ǖ?仿真

0 引言

由于未來空戰(zhàn)遵循“先視先射”的原則,為在未來空戰(zhàn)中奪取制空權(quán)和攻擊遠(yuǎn)距離空中目標(biāo)(包括預(yù)警機(jī)),我國迫切需要研制可與西方國家相抗衡的新一代中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈,整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)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(yuǎn)和結(jié)構(gòu)簡單等諸多優(yōu)點,已成為中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的首選動力裝置[1-2]。在整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)研制過程中,熱防護(hù)技術(shù)是需要首先解決的問題之一。影響發(fā)動機(jī)熱防護(hù)層工作可靠性的因素很多[3-5],其中燃?xì)鈬娚浞绞胶蛧娚渌俣鹊挠绊懽顬轱@著。在固沖發(fā)動機(jī)試驗中,曾出現(xiàn)因燃?xì)鈬娚浞绞皆O(shè)計不合理導(dǎo)致熱防護(hù)層失效的問題。為了降低燃?xì)獬隹谒俣?文中提出了在噴口后增加一個燃?xì)鈱?dǎo)管設(shè)計思路,同時通過仿真對燃?xì)馔ǖ纼?nèi)型面進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計,試驗結(jié)果表明該措施能有效降低燃?xì)獬隹谒俣?提高了補(bǔ)燃室熱防護(hù)層的工作可靠性。

1 數(shù)值模擬

1.1 幾何模型

根據(jù)導(dǎo)彈實際的技術(shù)指標(biāo)和設(shè)計要求,對流量調(diào)節(jié)裝置燃?xì)馔ǖ纼?nèi)型面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。如圖1所示,燃?xì)馔ǖ廊肟诮孛嬷睆絛1可以根據(jù)總體要求確定,出口截面直徑d2和通道長度L根據(jù)流量調(diào)節(jié)艙的空間位置大小也可以確定,所以只有擴(kuò)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(jìn)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(bǔ)燃室中的滯流時間即為最佳擴(kuò)張角度,可為固沖發(fā)動機(jī)燃?xì)馔ǖ纼?nèi)型面的設(shè)計提供理論參考。

圖1 燃?xì)馔ǖ朗疽鈭D

1.2 控制方程

由于固沖發(fā)動機(jī)內(nèi)部的實際工作過程是極為復(fù)雜的,這給數(shù)值模擬帶來了實質(zhì)性的困難,文中抓住重點,在考慮了固沖發(fā)動機(jī)實際工作特點和工程化的要求之上,對其他問題進(jìn)行簡化處理,著重研究了穩(wěn)定工作階段的燃?xì)馔ǖ纼?nèi)流場的數(shù)值模擬,為便于處理,實際計算均作如下假設(shè)[6]:

燃?xì)饬鲃邮禽S對稱的,且周向速度為零(即燃?xì)鈱?dǎo)管不旋轉(zhuǎn));

燃?xì)馔ǖ乐械娜細(xì)鉃榻M分不變的氣體;

流動為準(zhǔn)定常的;

燃?xì)馔ǖ乐袨橥牧髁鲃?

忽略流動過程中的熱傳遞;

忽略體積力。

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

無外力、外界熱傳導(dǎo)、無質(zhì)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(xiàn)[6]。

1.3 模型建立和網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格劃分采用GAMBIT2.04軟件,根據(jù)燃?xì)馔ǖ纼?nèi)型面的具體結(jié)構(gòu)把整個計算域劃分成若干個子域,針對每個子域均生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,在壁面附近和流動規(guī)律復(fù)雜的子域布置了較密的網(wǎng)格,而氣流通道內(nèi)部流動相對穩(wěn)定的區(qū)域網(wǎng)格布置較稀。文中計算中對燃?xì)馔ǖ肋M(jìn)行了六面體網(wǎng)格劃分,以此把整體的網(wǎng)格數(shù)目控制在8 000個左右,網(wǎng)格劃分見圖2。

圖2 流場結(jié)構(gòu)

1.4 初始條件和邊界條件

全場的初始條件為壓強(qiáng)取1個大氣壓,速度取100 m/s。

邊界條件按如下設(shè)定,燃?xì)獍l(fā)生器連接端為壓強(qiáng)入口條件,補(bǔ)燃室連接端為壓強(qiáng)出口條件,其余為壁面條件。計算軟件采用商業(yè)流體計算軟件FLUENT6.1,殘差收斂標(biāo)準(zhǔn)為10-3。

2 仿真結(jié)果及分析

在同樣的邊界條件下分別對帶7種不同擴(kuò)張角的燃?xì)馔ǖ婪桨高M(jìn)行了仿真分析,燃?xì)鈱?dǎo)管出口平均速度計算結(jié)果見圖3。由圖可知,隨著擴(kuò)張角的增大,燃?xì)鈱?dǎo)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(yīng)的擴(kuò)張角進(jìn)而設(shè)計出的燃?xì)馔ǖ佬兔婕礊樽罴讶細(xì)馔ǖ纼?nèi)型面。考慮到結(jié)構(gòu)和二次燃燒匹配性等相關(guān)問題,選取24.5°為燃?xì)馔ǖ纼?nèi)型面的最終擴(kuò)張角。

圖3 不同擴(kuò)張角度下的出口速度

在上述計算的基礎(chǔ)上,對燃?xì)馔ǖ赖挠嬎隳Ｐ吞砑恿Ｗ幽Ｐ?材料為B2O3,粒子粒度取為φ(5e-6) m,計算得到通氣孔內(nèi)燃?xì)饬Ｗ榆壽E,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(dāng)氣流在擴(kuò)張通道中膨脹時,粒子緩慢膨脹,大部分碰撞在燃?xì)鈱?dǎo)管的后端,因此在設(shè)計過程中應(yīng)重點考慮燃?xì)鈱?dǎo)管后端的抗沖刷問題。

圖4 粒子軌跡

實際飛行過程中,導(dǎo)彈的高度是不斷變化的,需要對不同入口壓強(qiáng)和背壓情況下燃?xì)鈱?dǎo)管內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)做進(jìn)一步的二維數(shù)值分析。

分別取入口壓強(qiáng)為1.5 MPa、2.0 MPa、2.5 MPa、3.0 MPa、5.0 MPa,出口壓強(qiáng)為0.2 MPa、0.3 MPa、0.4 MPa、0.5 MPa時共20種工況,對燃?xì)鈱?dǎo)管的內(nèi)流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值計算,導(dǎo)管出口平均馬赫數(shù)的計算結(jié)果見表1。

表1 馬赫數(shù)計算結(jié)果

從表1可以看出,在大多數(shù)壓強(qiáng)組合下,燃?xì)鈱?dǎo)管出口的平均氣流速度可以降為亞音速。

3 與試驗結(jié)果的比較

對裝有優(yōu)化設(shè)計后燃?xì)鈱?dǎo)管的固沖發(fā)動機(jī)做抗燒蝕性能的考核試驗,結(jié)果顯示發(fā)動機(jī)殼體完好,補(bǔ)燃室內(nèi)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?xì)馔ǖ纼?nèi)型面數(shù)值仿真的正確性。

4 結(jié)束語

通過文中的設(shè)計與仿真分析,可以得出以下結(jié)論:

1)結(jié)合導(dǎo)彈實際的技術(shù)指標(biāo)和設(shè)計要求,通過對一系列帶不同擴(kuò)張角的燃?xì)馔ǖ纼?nèi)型面進(jìn)行流場仿真,得出最佳擴(kuò)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(yīng)重點關(guān)注燃?xì)鈱?dǎo)管后端的抗沖刷問題。

3)通過試驗驗證,采用該形式導(dǎo)管實現(xiàn)了降低高溫粒子速度的目的,滿足發(fā)動機(jī)的熱防護(hù)要求。

[1] 關(guān)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(xué)報, 1998(2): 52-54.

[2] 王英紅, 李進(jìn)賢, 李葆萱，等. 含硼富燃料推進(jìn)劑各組分對其低壓燃速的影響 [J]. 兵工學(xué)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.

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[6] 陳懋章. 粘性流體動力學(xué)基礎(chǔ) [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(fā)動機(jī)設(shè)計和質(zhì)量管理。

V438

A