側噴管脈沖發動機內流場數值模擬

吳佳男,余　陵,蔡文祥

(南京理工大學 機械工程學院,南京 210094)

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側噴管脈沖發動機內流場數值模擬

吳佳男,余陵,蔡文祥

(南京理工大學 機械工程學院,南京 210094)

為研究側噴管脈沖發動機的性能,運用流體計算軟件對作為制導彈藥推力矢量控制系統執行結構的側噴管脈沖發動機內的三維流場進行數值模擬,分析了偏心段偏心距離、噴管至偏心段距離、偏心段長度對發動機流場結構和發動機性能參數的影響。研究結果表明:隨著脈沖發動機偏心段向上移動,其徑向推力減小,推力中心由噴管中心內側向外側移動;隨著噴管至偏心段距離的增加,徑向推力先增大、后減小,推力中心發生階躍性的變化;受發動機結構的限制,偏心段長度對發動機性能的影響較小;采用的數值模擬方法可以用于側噴脈沖發動機流場及性能預示計算。

側噴管脈沖發動機;內流場;發動機性能;數值模擬

側噴脈沖發動機組技術采用一系列獨立的、高沖質比、短脈沖的固體火箭發動機組合在一起,通過控制指令,由點火系統進行有序的點火控制,是一種微小型的固體火箭發動機組技術,具有氣動舵等其他執行機構無法比擬的快速響應特征[1]。將側噴脈沖發動機組應用于火炮,加強了火炮打擊移動目標的能力,可減少彈藥消耗,滿足現代戰爭對智能化彈藥的需求。

美國在研精確制導迫彈(precision guided mortar munition,PGMM)[2]、意大利76 mm CCS(艦載反導彈彈道修正彈)[3]均在彈丸質心周圍安裝小型固體火箭發動機,有效地提高了迫彈的射擊精度。ERINT-1作為美國新一代的防空導彈,采用氣動式與力矩式直接力控制方式,其直接力控制亦由180個小脈沖發動機產生。隨著脈沖噴氣發動機的運用日益廣泛,研究人員對其性能及工作過程進行了較為深入的研究。張平等人[4]對T型固體脈沖發動機開展試驗研究,對比了2種結構的T型發動機,指出侵蝕燃燒對T型發動機性能的影響很大;意大利航空宇航中心的Ciucci[5]對固體火箭噴管的三維湍流流動進行了數值分析,計算結果可有效預測不對稱的壓力梯度對發動機喉部的作用,以及噴管內渦流和繞流的位置及流動模式;Arabshahi等人[6]基于N-S方程,采用數值方法對飛行中的固體火箭發動機的內部湍流流動過程進行了分析,所得結果較為準確;文獻[7]計算了偏心段直徑對側噴管性能的影響,研究發現單靠增加偏心段直徑并不能有效地消除“頸縮效應”;文獻[8]采用不同湍流模型對側噴管流場進行數值計算,研究發現k-ωSST湍流模型能夠更好地模擬側噴管燃氣的流通特性。通過分析發現,目前國內外對側噴管脈沖發動機結構尺寸對發動機性能影響的研究較少,研究深度有待于進一步加強。

為此,本文采用Fluent軟件對不同結構尺寸的側噴管脈沖發動機三維流場進行數值模擬,通過分析側噴管發動機徑向推力大小及徑向推力偏離噴管中心的距離等性能指標,系統研究偏心段偏心距離、噴管至偏心段距離、偏心段長度對發動機流場結構和發動機性能參數的影響。

1　數學與物理模型

1.1基本假設

側噴管固體火箭發動機的工作過程是典型的三維非定常過程。為了簡化模擬、分析過程,對流場做出如下假設:

①不考慮燃氣流動對發動機的燒蝕;

②不考慮熱輻射對壁面的傳熱;

③不考慮流動中化學反應的影響;

④將燃氣視為理想可壓縮氣體;

⑤不考慮重力等徹體力的影響。

1.2數學模型

采用通用計算流體力學軟件Fluent,基于有限體積法對用于描述三維可壓縮湍流流場的N-S方程組進行離散,將其變換為相應的代數方程并加以求解。其中,N-S方程組主要由質量守恒方程、動量守恒方程、能量守恒方程等組成,可寫成如下通用形式[9]:

(1)

式中:Φ為通用變量,可代表速度分量和溫度等變量;Γ為廣義擴散系數;S為廣義源項;ν為比體積。上述變量可在不同的控制方程中具有不同的表達式。

在側噴脈沖發動機內流動中含有分離流動,可選擇k-ωSST兩方程模型以較好地模擬流動的逆壓梯度及分離過程。在該模型中,湍動能k方程及湍流比耗散率ω的求解公式分別為

(2)

Gω-Yω+Dω+Sω

(3)

式中:Gk,Gω分別為k,ω的生成項;Γk,Γω分別為k,ω的擴散項;Yk,Yω分別為k,ω的耗散項;Sk,Sω為自定義源項,其他參數定義參見文獻[10]。

1.3物理模型

本文對側噴脈沖發動機燃燒室頭部、隔熱部件以及噴管的內部流場進行了數值分析,發動機結構如圖1所示。本文對發動機內部關鍵結構參數(如圖2所示)進行了定義,從而系統研究相關結構對發動機性能的影響。

圖1　發動機結構圖

對發動機內流場進行了必要的簡化,有效地提高了網格質量,提高了計算的效率和準確性。物理模型:燃燒室區域,內徑為15 mm，長度為13.1 mm;偏心段,內徑為10 mm,長度為11.5 mm;噴管,喉部直徑為6.9 mm,擴張比為1.86,長度為8.5 mm。對比不同的偏心距離a、噴管至偏心段距離b及偏心段長度c對發動機流場結構和發動機性能參數的影響,本文計算分析了表1所示的3組尺寸側噴管脈沖發動機。結合表1及圖3,偏心段偏離燃燒室向下為“-”,向上為“+”;噴管底面低于偏心段為“-”,高于偏心段為“+”;徑向推力中心偏在噴管外側為“+”,偏在噴管內側為“-”。

圖2　計算模型

a/mmb/mmc/mm第1組-2.5,-2.2,-2,-1.5,-1,-0.5,0,0.5,1,1.5,2,2.50.511.5第2組-2.2-2,-1.5,-1,-0.5,0,0.5,1,1.5,2,3,4,6,811.5第3組-2.20.56,8,10,10.5,11,11.5,12,12.5,13,14,16

采用ICEM對計算模型劃分非結構網格,如圖3所示。受物理模型結構、尺寸的影響,計算域網格為50萬～65萬。為準確地模擬近壁面的流場,對近壁面網格進行加密處理。

圖3　網格模型

1.4邊界條件

物面條件:采用無滑移的絕熱條件,物面附近網格較密,認為附面層假設成立。

入口條件:根據試驗的壓力曲線,通過曲線積分平均取平均壓力23.2 MPa;燃氣溫度取3 200 K。

出口邊界:出口壓力設為標準大氣壓101 325 Pa,出口主要是超聲速流動,外推得到。

2　計算結果及分析

2.1偏心段偏心距離對流場和發動機性能的影響

圖4(a)、4(b)分別給出了第1組尺寸發動機的徑向推力F及徑向推力偏離噴管中心距離d的變化規律。從中可以發現,隨著偏心段不斷向上偏移,徑向推力不斷變小,且偏心距離在0 mm附近時,推力變化速率最慢;徑向推力的推力中心由噴管外側向噴管內側移動,呈線性變化規律,在0 mm附近時推力中心偏移量較小。

圖4　發動機性能隨偏心段偏心距離的變化

圖5～圖7分別給出了偏心段偏心距離為-2.5 mm,0 mm,2.5 mm的發動機對稱面流場的壓力p的云圖、流線,速度云圖,湍粘性系數μt云圖。從圖5(a)可以看出燃氣流經通道最大的特點是燃燒室和噴管由90°拐角連接。從圖6(a)、圖6(b)可看出側噴脈沖發動機流場的基本結構:流體從燃燒室進入偏心段后,由于通道面積減小,流體第1次膨脹加速;流體接近拐角,在離心慣性力作用下,流體在拐角外側出現逆壓梯度,有較強回流區,從而使有效通道面積減小;在拐角內側出現局部逆壓梯度,流場在內側靠近喉部的地方出現回流區,有效喉頸減小,致使質量流率減少,噴管有效膨脹比增大,從而使噴管出口速度增大、壓強減小,這種現象被稱為“頸縮效應”[5],在有效通道面積和有效喉頸減小的共同作用下,流體在拐角處第2次膨脹加速。流體進入噴管段之后,由于噴管先收斂后擴張的結構特點,流體在噴管內第3次膨脹加速。

圖5　偏心段偏心距離-2.5 mm時發動機流場與參數分布

圖6　偏心段偏心距離0 mm時發動機流場與參數分布

圖7　偏心段偏心距離2.5 mm時發動機流場與參數分布

從圖5(a)、圖6(a)和圖7(a)可看出,隨著偏心段向上移動,偏心段上側回流區向偏心段下側移動,拐角內側靠近噴管部分的膨脹加速增強,拐角外側回流區增強,側噴管脈沖發動機的“頸縮效應”加強。觀察圖5(b)、圖6(b)和圖7(b)可發現,當偏心距離為-2.5 mm時,沿著偏心段上側會產生低速回流區,抑制“頸縮效應”的發展;當偏心距離為2.5 mm時,上側并沒有產生低速回流區,因此燃氣可以充分地膨脹加速,“頸縮效應”得到了加強。由此可推測,隨著偏心段的上移,“頸縮”效應加強,質量流率減小,有效膨脹比增大,出口速度增大,出口壓強減小。

從圖5(c)、圖6(c)和圖7(c)可看出,隨著偏心段不斷向上移動,湍流損失由偏心段上側及噴管內側逐漸向拐角外側移動;而且總體湍粘性系數變大,湍流強度增大,流動損失變大,出口的質量流率減小。在湍流強度較大的地方,流體與固體的換熱程度較大,發動機容易遭受熱流破壞。因此需要在偏心段及拐角處采用隔熱材料,有效地減小傳熱損失,防止發動機結構被破壞,從而提高發動機的推力。其中圖5的噴管內側湍流強度較大,噴管最容易被破壞。因此側噴脈沖發動機噴管需要采用抗燒蝕性更強的材料,可以有效地防止噴管燒蝕破壞,提高發動機的效率,增大推力。

2.2噴管至偏心段距離對流場和發動機性能的影響

圖8(a)、圖8(b)分別給出了第2組尺寸發動機的徑向推力大小及徑向推力偏離噴管中心距離d的變化規律。圖中,b為噴管至偏心段距離。從圖8(a)可看出,隨著噴管不斷向上移動,徑向推力先變大,在-1 mm～+1 mm附近維持穩定,然后不斷減小,減小的幅度不斷變小。由此推測,應存在一個極限值,當噴管高于偏心段的高度超過某個值后,徑向推力將不再發生改變。從圖8(b)可看出,噴管凹陷于偏心段時,推力中心位于噴管中心內側2.5 mm處,基本保持不變;當凸起于偏心段時,徑向推力中心發生階躍,徑向推力中心突變到噴管外側0.5 mm處,且不斷偏向噴管中心。由此推測,應存在一個極限值,當噴管高于偏心段的高度超過某個值后,徑向推力中心將位于噴管中心線上。

圖9～圖11分別給出了噴管至偏心段距離為-2 mm、0 mm、8 mm的壓力云圖、流線，速度云圖及湍粘性系數云圖。

圖8　發動機性能隨噴管至偏心段距離的變化

圖9　噴管至偏心段距離-2 mm時發動機流場與參數分布

圖10　噴管至偏心段距離0 mm時發動機流場與參數分布

圖11　噴管至偏心段距離8 mm時發動機流場與參數分布

從圖9(a)、圖10(a)、圖11(a)可看出,隨著噴管至偏心段距離的增加,噴管喉部“頸縮效應”逐漸減弱,由此推測,當距離足夠遠之后,側噴管脈沖發動機噴管喉部“頸縮效應”將消失;拐角內側豎直部分出現逆壓梯度,有回流區,湍流損失較為嚴重。

從圖9～圖11可看出,隨著噴管的連續上移,發動機的性能參數變化規律有3個階段。

第1階段,噴管底端面低于偏心段。從圖9(b)、圖10(b)可發現:隨著噴管上移,噴管突入偏心段的高度逐漸降低,逆壓梯度區域變小,偏心段上側的回流區變小,由凸臺造成的湍流損失減少,出口速度增加;由于上側回流區對噴管的影響逐漸增大,“頸縮效應”有減小的趨勢,有效喉頸增大,質量流率增大。

第2階段,噴管與偏心段相切附近。從圖10(b)可看出,隨著噴管的上移,凸臺對流動的阻礙作用越來越小。由于偏心段上側本來就存在低速回流區,當突入的高度小于某個值后,噴管底部對流動的阻礙并不明顯,逆壓梯度區大小基本保持不變,流動損失變化不大,因此發動機的推力基本保持不變。

第3階段,噴管高出偏心段大于某個值。從圖11(b)、圖11(c)可看出:隨著噴管繼續上移,拐角上部逆壓梯度區域不斷變大,回流區變大,湍流損失不斷變大,導致質量流率減小;拐角對側噴管喉部的影響有逐步減小的趨勢,噴管喉部的“頸縮效應”逐漸減弱,由此推測,應存在某個值,當距離大于這個值后,“頸縮效應”將消失;拐角上部內側的逆壓回流區對噴管喉部有一定的影響,造成了喉部中心湍流損失的加大,若噴管至偏心段的距離大于某個值,偏心段上部回流區就不會對噴管喉部產生影響,可能會使噴管效率提高、徑向推力提升。

2.3偏心段長度對流場和發動機性能的影響

圖12(a)、圖12(b)分別給出了第3組尺寸發動機的徑向推力大小及徑向推力偏離噴管中心的距離變化規律,圖中，c為偏心段長度。可以發現：隨著偏心段長度的增加,徑向推力小幅度增加、徑向推力中心逐漸遠離噴管中心;當偏心段長度c大于某個值后,徑向推力、徑向推力偏離噴管中心的距離基本維持穩定。在現有的結構條件下,偏心段的長度8 mm已經是極限值。因此在結構允許的情況下,偏心段的長度對徑向推力大小及徑向推力偏離噴管中心的距離基本無影響。

圖12　發動機性能隨偏心段長度的變化

圖13、圖14分別為偏心段長度為6 mm、10 mm的壓力云圖、流線，速度云圖及湍粘性系數云圖。從圖13可看出,“頸縮效應”產生的局部逆壓梯度與燃燒室內流體互相干涉，使偏心段內初始的膨脹加速減弱,壓力升高、速度降低。從圖13(a)、圖13(b)、圖14(a)和圖14(b)可看出,當偏心段長度為6 mm時,偏心段內側逆壓梯度區對噴喉影響較大,有效喉頸較小,“頸縮效應”較強,因此質量流率較小,有效膨脹比較大,出口速度較大,壓力較小。因此隨著偏心段長度的增加,出口速度減小,壓力增加,質量流率增加。

圖13　偏心段長度6 mm時發動機流場與參數分布

圖14　偏心段長度10 mm時發動機流場與參數分布

從圖13(c)、圖14(c)可看出,當偏心段長度為10 mm時,拐角底部的湍流區域較大、湍流強度較大。偏心段較長時,湍流發展得較為充分,流動損失較大;當偏心段長度大于某個值后,湍流強度將不發生變化,湍流損失將不變。

從圖14可看出,當偏心段的長度大于某個值后,隨著偏心段長度的增加,發動機的“頸縮效應”基本保持不變,流場參數不會發生明顯變化。由此推測,應存在一個值,當偏心段長度大于這個值后,“頸縮效應”產生的局部逆壓梯度不會與燃燒室內燃氣互相影響,速度及壓力將維持穩定,流場及參數分布基本不發生變化,發動機徑向推力大小、推力中心將基本維持穩定。

3　結論

本文采用的數值模擬方法可以用于側噴脈沖發動機流場及性能預示計算,通過對計算結果的分析,可得出以下結論:

①偏心段偏心距離通過影響偏心段內的低速回流區對“頸縮效應”產生影響。隨著偏心段向上偏移,低速回流區由偏心段上側移向下側,從而使“頸縮效應”產生的膨脹加速得到了加強,速度增加,壓力降低,但由于質量流率的減少,徑向推力隨著偏心段向上偏移而下降。

②噴管底面低于偏心段時,通過噴管底部對流動的影響改變湍流損失及“頸縮效應”;噴管高于偏心段時,“頸縮效應”隨噴管至偏心段距離的增加而逐漸減弱、消失,拐角上部內側的逆壓回流區的變化影響了噴喉的效率,從而影響了發動機的性能。

③受發動機結構尺寸的限制,在實際的側噴管脈沖發動機中偏心段長度不會影響發動機的性能。

[1]談鳳崗.彈道修正彈的概念研究[J].彈箭技術,1998,9(4):1-10.

TAN Feng-gang.Concept development of trajectory correction projectiles[J].Rocket Technology,1998,9(4):1-10.(in Chinese)

[2]王強.21世紀末制導彈藥的發展預測[J].制導與引信,2004,5(10):5-10.

WANG Qiang.Development prediction of the terminal guidance ammunition in the 21st century[J].Guidance and Fuze,2004,5(10):5-10.(in Chinese)

[3]岳明凱,曲家輝.彈道修正彈藥的關鍵技術和發展趨勢[J].飛航導彈,2009(9):25-28.

YUE Ming-kai,QU Jia-hui.The key technology and development in ballistic trajectory[J].Aerodynamic Missile,2009(9):25-28.(in Chinese)

[4]ZHANG P,ZHOU S G.Experimental diagnoses of interior ballistic anomalies for an impulsive T-thruster,AIAA 92-3051[R].1992.

[5]ALESSANDRO C,GIANLUCA I,MARCELL A.Numerical investigation of 3D two-phase turbulent flows in solid rocket motors,AIAA 1998-3966[R].1998.

[6]ABDOLLAH A,KIDAMBI S,STEPHEN N D,et al.Computational analysis of turbulent internal flow in ballistic solid rocket motors,AIAA 2007-1449[R].2007.

[7]程興華.固體脈沖發動機設計及優化[D].長沙:國防科學技術大學,2007.

CHENG Xing-hua.Design and overall optimization for solid pulse rocket motor[D].Changsha:National University of Defense Technology,2007.(in Chinese)

[8]羅茜.固體火箭脈沖發動機內流場特性數值研究[D].南京:南京理工大學,2009.

LUO Qian.Numerical analysis of interior flow field in the solid pulse motor[D].Nanjing:Nanjing University of Science and Technology,2009.(in Chinese)

[9]武曉松,陳軍,王棟.固體火箭發動機氣體動力學[M].北京:國防工業出版社,2005.

WU Xiao-song,CHEN Jun,WANG Dong.Gas dynamics in solid rocket engine[M].Beijing:National Defense Industry Press,2005.(in Chinese)

[10]TOWNSEND A A R.The structure of turbulent flow[M].England:Cambridge University Press,1976:49-53.

Numerical Analysis of Internal Flow Field in Side Nozzle Pulse Motor

WU Jia-nan,YU Ling,CAI Wen-xiang

(School of Mechanical Engineering,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094,China)

Side-nozzle pulse motors as the executive mechanisms of guided ammunition’s thrust vector control system are smart solid propellant rocket motor.To study the characteristics of motors,fluid calculation software was deployed to carry out simulation analysis on the 3D internal flow field.The effects of the eccentric distance of eccentric segment,the height between nozzle and the eccentric segment and the length of eccentric segment on the flow field structure and performance of engine were studied.Results show that the radial thrust decreases with the increase of the eccentric distance of eccentric segment,and the center of the radial thrust moves from the inside to the outside of the nozzle;the radial thrust increases first and then decreases with the increase of the height between nozzle and the eccentric segment,and the center of radial thrust varies sharply;due to the limitations of engine structure,the length of the eccentric section has less effect on the engine.The methods used can be used to simulate the integrated flow field and estimate the performance of engine.

side nozzle pulse motors;internal flow field;engine performance;numerical simulation

2015-08-30

國家自然科學基金項目(51306092)

吳佳男(1991- ),男,碩士研究生,研究方向為脈沖發動機實驗及內流場數值分析。E-mail:njustwujianan@126.com。

余陵(1961- ),男,副教授,碩士生導師,研究方向為固體火箭發動機。E-mail:yuling61@mail.njust.edu.cn。

V435

A

1004-499X(2016)01-0019-07