張義飛+王希亮+賀永杰

【摘 要】本文針對(duì)某固沖發(fā)動(dòng)機(jī)連管試驗(yàn)時(shí)出現(xiàn)的保護(hù)套燒蝕現(xiàn)象，分析了造成燒蝕的原因，提出了改進(jìn)方案；采用數(shù)值模擬的方法對(duì)不同的整流板布局方案進(jìn)行了優(yōu)選，確定了最終的改進(jìn)措施，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證；試驗(yàn)結(jié)果表明：在連管試驗(yàn)進(jìn)氣道彎頭內(nèi)增加直板形整流板可以有效的解決保護(hù)套燒蝕問題，該方案可為其他沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)解決類似問題提供參考。

【關(guān)鍵詞】固沖發(fā)動(dòng)機(jī)；連管進(jìn)氣道；改進(jìn)設(shè)計(jì)；整流板

Improvement Design for Elbow of Connected-pipe Inlet of Solid Ducted Rocket

ZHANG Yi-fei WANG Xi-liang HE Yong-jie

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

【Abstract】The reason of ablation of protecting jacket for inlet port on connected-pipe experiment is analyzed and improvement design was presented. Different layout of diversion plate has been investigated by numerical simulation and the optimal configuration of diversion plate has been obtained. The result of experiment showed that adding a flat diversion plate in the elbow of connected-pipe inlet could resolve effectively the question of protecting jacket ablation and this scheme could been used as a reference for other solid ducted rocket which has similar question.

【Key words】Solid ducted rocket； Connected-pipe inlet； Improvement design； Diversion plate

對(duì)于采用旁側(cè)進(jìn)氣道的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)來說，氣流必須經(jīng)過轉(zhuǎn)彎段才能進(jìn)入補(bǔ)燃室與一次燃?xì)膺M(jìn)行摻混燃燒。進(jìn)氣道轉(zhuǎn)彎的角度和結(jié)構(gòu)一般根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求和總體結(jié)構(gòu)布局確定[1-3]。由于受氣動(dòng)外形的限制，彎頭段的轉(zhuǎn)彎半徑要求盡量小，以便減小阻力，但小的轉(zhuǎn)彎半徑有可能給進(jìn)氣道內(nèi)的氣體流動(dòng)造成不利影響。比如在進(jìn)氣道彎頭轉(zhuǎn)彎內(nèi)角處產(chǎn)生較大的氣流分離，使進(jìn)氣道出口截面的流場(chǎng)畸變指數(shù)增加。另外在氣流分離處由于壓強(qiáng)相對(duì)較高，補(bǔ)燃室的高溫燃?xì)鈺?huì)向彎頭內(nèi)回流，造成此處溫度過高，在長(zhǎng)時(shí)間工作過程中有可能被燒穿，導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。在某試驗(yàn)型固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的地面連管試驗(yàn)中，就曾多次發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道出口處的保護(hù)套有被燒蝕的痕跡。因此需要采取措施對(duì)進(jìn)氣道及彎頭處進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)。

1 原因分析及改進(jìn)方案

圖1為原進(jìn)氣道及彎頭的結(jié)構(gòu)示意圖。經(jīng)分析，造成彎頭處氣流分離的原因主要有：（1）彎頭轉(zhuǎn)彎段內(nèi)側(cè)轉(zhuǎn)彎半徑過?。唬?）轉(zhuǎn)彎段入口與出口氣流通道面積變化過大。故改進(jìn)方案也應(yīng)從這兩方面著手，首先是在進(jìn)氣道彎頭內(nèi)增加整流板，從而改變轉(zhuǎn)彎半徑與氣流通道高度的比值，達(dá)到減小氣流分離的目的；其次是改進(jìn)進(jìn)氣道平直段結(jié)構(gòu)，增大彎頭入口面積，減小轉(zhuǎn)彎段的氣流突擴(kuò)，解決氣流分離問題。

圖1 原進(jìn)氣道及彎頭結(jié)構(gòu)示意圖

在進(jìn)氣道彎頭處加整流彎板的效果與整流板的數(shù)量、安裝位置和形式等有關(guān)。為了獲得理想的整流結(jié)果，采用FLUENT軟件對(duì)增加整流板后的流場(chǎng)進(jìn)行了模擬計(jì)算，通過計(jì)算結(jié)果進(jìn)行優(yōu)選并確定最終的整流形式。計(jì)算過程中對(duì)整流板數(shù)量（一塊、兩塊）、整流板位置（在氣流通道內(nèi)的高度、開始位置、結(jié)束位置）、整流板形狀（平板、彎板等）等對(duì)彎頭段流場(chǎng)的影響進(jìn)行了研究，尋找改善流場(chǎng)結(jié)構(gòu)整流板形式。

2 數(shù)值模擬

2.1 基本假設(shè)

為了方便研究，在不影響研究結(jié)論的條件下采用了以下基本假設(shè)[4-5]：忽略整流彎板的厚度對(duì)流場(chǎng)的影響，只注重整流板位置、形式的影響；燃?xì)庵豢紤]氣相，不考慮粒子相，在PDF模型中加入B單質(zhì)實(shí)現(xiàn)對(duì)燃燒過程的模擬。湍流模型采用Realizable k-ε模型，燃燒模型采用PDF模型。對(duì)流項(xiàng)離散采用一階迎風(fēng)格式，求解方法采用隱式SIMPLEC算法。計(jì)算模型為某試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)連管試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，限流喉道尺寸?4mm×19.6mm，單進(jìn)氣道，進(jìn)氣道轉(zhuǎn)彎角為50°，沖壓噴管喉徑為140mm。

2.2 計(jì)算結(jié)果

為了便于比較，在圖2和圖3中列出了原有進(jìn)氣道的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果。從圖2可以看出氣流在彎頭轉(zhuǎn)彎段內(nèi)角處有明顯分離，存在一個(gè)低速回流區(qū)，故造成此處補(bǔ)燃室的高溫燃?xì)饬魅?，由圖3可以看出該區(qū)域的溫度接近2400K，這是造成該處保護(hù)套燒蝕的主要原因。

圖2 對(duì)稱截面速度分布

圖3 彎頭處溫度分布

2.2.1 整流板數(shù)量的影響

圖4 采用一塊整流板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

從圖4和圖5的速度分布云圖看，氣流分離情況改善的效果并不明顯。加整流板后，整流板下流阻較大，高速氣流大部分從彎板上方通過，而彎板下由于氣流速度低，回流嚴(yán)重，預(yù)期的目的沒有達(dá)到。

從溫度分布圖3上看，采用一塊整流板時(shí)彎頭處的高溫區(qū)有所減小，而采用兩塊整流板時(shí)高溫區(qū)反而有擴(kuò)大趨勢(shì)，這是因?yàn)閮蓧K整流板之間的氣流回流情況沒有得到遏制。

總體而言，加一塊整流板的效果相對(duì)好一些，因此下面的研究主要針對(duì)一塊整流板進(jìn)行。主要改進(jìn)方向是通過調(diào)整整流板位置來平衡整流板上下的流阻，使氣流均勻通過整流板，抑制氣流分離。

圖5 采用兩塊整流板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影響

在彎頭內(nèi)增加一塊整流彎板，同時(shí)把進(jìn)氣道彎頭處抬高，以增大此處轉(zhuǎn)彎半徑，減小分離。研究了整流板位于中心位置和整流板向內(nèi)側(cè)彎頭靠近對(duì)流場(chǎng)的影響。

從圖6和圖7中可以看出因氣流分離情況無明顯改善，彎頭內(nèi)側(cè)的高溫區(qū)域依然存在，故整流板位置的移動(dòng)不能有效解決保護(hù)套高溫?zé)g的問題，必須尋求其它的改進(jìn)方向。

圖6 整流板位于中心時(shí)彎頭處的溫度分布

圖7 整流板向內(nèi)側(cè)彎頭靠近時(shí)彎頭處的溫度分布

2.2.3 整流板形狀的影響

為了改善進(jìn)入彎頭前氣流的流動(dòng)情況，在彎頭前增加一段長(zhǎng)度為600mm的等直段（在此暫不考慮該結(jié)構(gòu)變化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響），同時(shí)加高彎頭入口的高度，使得彎頭處氣流通道無擴(kuò)張。在彎頭內(nèi)設(shè)置一塊整流板，整流板的形狀分別為彎板和直板。

圖8 整流板為彎板時(shí)彎頭處的溫度分布

由圖8可以看出，采用一塊彎板整流時(shí)彎頭處溫度過高的現(xiàn)象有了較大改善。只是由于高速氣流仍從整流板上方流過，造成整流板下有一個(gè)角區(qū)產(chǎn)生回流，這應(yīng)該是進(jìn)氣道出口氣流不均勻和整流板位置不當(dāng)所致。將整流板改為直板，并適當(dāng)調(diào)整整流板位置后，基本上得到了較為滿意的結(jié)果。由圖9可以看出，高速氣流從整流板下方通過，彎頭處溫度過高的現(xiàn)象得到了抑制，總體效果比較好。

圖9 整流板為直板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)數(shù)值計(jì)算的結(jié)果，重新加工了新的進(jìn)氣道和彎頭，圖10為試驗(yàn)時(shí)所采用的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖。在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬連管試驗(yàn)系統(tǒng)上經(jīng)過長(zhǎng)達(dá)300s的沖壓試驗(yàn)考核后，進(jìn)氣道彎頭沒有出現(xiàn)過熱現(xiàn)象，保護(hù)套完好無損，這說明所采用的改進(jìn)措施達(dá)到了預(yù)期目的。圖11為改進(jìn)前后進(jìn)氣道保護(hù)套燒蝕情況對(duì)比，可以看出改進(jìn)后保護(hù)套沒有被燒蝕的痕跡。

圖10 改進(jìn)后進(jìn)氣道及彎頭結(jié)構(gòu)示意圖

圖11 改進(jìn)前（a）后（b）保護(hù)套試驗(yàn)照片

4 結(jié)論

本文針對(duì)某試驗(yàn)型固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)連管試驗(yàn)過程中出現(xiàn)的保護(hù)套燒蝕問題，分析了故障原因并制訂了改進(jìn)措施，通過數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，可以得到以下結(jié)論：進(jìn)氣道彎頭處存在突擴(kuò)，是彎頭處氣流分離很重要的原因，因此應(yīng)盡量避免；進(jìn)氣道轉(zhuǎn)折角過大、轉(zhuǎn)彎處內(nèi)角轉(zhuǎn)彎半徑過小，是造成氣流分離的另一重要原因，因此要減小當(dāng)量轉(zhuǎn)折角；進(jìn)氣道整流板數(shù)量不宜多，以抑制分離為目的，過多將造成流阻過大，目標(biāo)參數(shù)過多不易優(yōu)化選擇；進(jìn)氣道整流板在彎頭內(nèi)的位置改變不能明顯改善氣流分離情況；在本文研究的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)形式下，采用設(shè)置在適當(dāng)位置的直板進(jìn)行整流解決了保護(hù)套的燒蝕問題。

【參考文獻(xiàn)】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

[2]Jensen G E. Tactical Missiles Propulsion [M].AIAA 1996：447-468.

[3]鮑福廷.固體火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)[M].北京：中國宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孫振華，賀永杰，等.頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孫振華，張娜.補(bǔ)燃室長(zhǎng)度對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2013，33（3）.

[責(zé)任編輯：謝慶云]

總體而言，加一塊整流板的效果相對(duì)好一些，因此下面的研究主要針對(duì)一塊整流板進(jìn)行。主要改進(jìn)方向是通過調(diào)整整流板位置來平衡整流板上下的流阻，使氣流均勻通過整流板，抑制氣流分離。

圖5 采用兩塊整流板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影響

在彎頭內(nèi)增加一塊整流彎板，同時(shí)把進(jìn)氣道彎頭處抬高，以增大此處轉(zhuǎn)彎半徑，減小分離。研究了整流板位于中心位置和整流板向內(nèi)側(cè)彎頭靠近對(duì)流場(chǎng)的影響。

從圖6和圖7中可以看出因氣流分離情況無明顯改善，彎頭內(nèi)側(cè)的高溫區(qū)域依然存在，故整流板位置的移動(dòng)不能有效解決保護(hù)套高溫?zé)g的問題，必須尋求其它的改進(jìn)方向。

圖6 整流板位于中心時(shí)彎頭處的溫度分布

圖7 整流板向內(nèi)側(cè)彎頭靠近時(shí)彎頭處的溫度分布

2.2.3 整流板形狀的影響

為了改善進(jìn)入彎頭前氣流的流動(dòng)情況，在彎頭前增加一段長(zhǎng)度為600mm的等直段（在此暫不考慮該結(jié)構(gòu)變化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響），同時(shí)加高彎頭入口的高度，使得彎頭處氣流通道無擴(kuò)張。在彎頭內(nèi)設(shè)置一塊整流板，整流板的形狀分別為彎板和直板。

圖8 整流板為彎板時(shí)彎頭處的溫度分布

由圖8可以看出，采用一塊彎板整流時(shí)彎頭處溫度過高的現(xiàn)象有了較大改善。只是由于高速氣流仍從整流板上方流過，造成整流板下有一個(gè)角區(qū)產(chǎn)生回流，這應(yīng)該是進(jìn)氣道出口氣流不均勻和整流板位置不當(dāng)所致。將整流板改為直板，并適當(dāng)調(diào)整整流板位置后，基本上得到了較為滿意的結(jié)果。由圖9可以看出，高速氣流從整流板下方通過，彎頭處溫度過高的現(xiàn)象得到了抑制，總體效果比較好。

圖9 整流板為直板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)數(shù)值計(jì)算的結(jié)果，重新加工了新的進(jìn)氣道和彎頭，圖10為試驗(yàn)時(shí)所采用的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖。在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬連管試驗(yàn)系統(tǒng)上經(jīng)過長(zhǎng)達(dá)300s的沖壓試驗(yàn)考核后，進(jìn)氣道彎頭沒有出現(xiàn)過熱現(xiàn)象，保護(hù)套完好無損，這說明所采用的改進(jìn)措施達(dá)到了預(yù)期目的。圖11為改進(jìn)前后進(jìn)氣道保護(hù)套燒蝕情況對(duì)比，可以看出改進(jìn)后保護(hù)套沒有被燒蝕的痕跡。

圖10 改進(jìn)后進(jìn)氣道及彎頭結(jié)構(gòu)示意圖

圖11 改進(jìn)前（a）后（b）保護(hù)套試驗(yàn)照片

4 結(jié)論

本文針對(duì)某試驗(yàn)型固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)連管試驗(yàn)過程中出現(xiàn)的保護(hù)套燒蝕問題，分析了故障原因并制訂了改進(jìn)措施，通過數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，可以得到以下結(jié)論：進(jìn)氣道彎頭處存在突擴(kuò)，是彎頭處氣流分離很重要的原因，因此應(yīng)盡量避免；進(jìn)氣道轉(zhuǎn)折角過大、轉(zhuǎn)彎處內(nèi)角轉(zhuǎn)彎半徑過小，是造成氣流分離的另一重要原因，因此要減小當(dāng)量轉(zhuǎn)折角；進(jìn)氣道整流板數(shù)量不宜多，以抑制分離為目的，過多將造成流阻過大，目標(biāo)參數(shù)過多不易優(yōu)化選擇；進(jìn)氣道整流板在彎頭內(nèi)的位置改變不能明顯改善氣流分離情況；在本文研究的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)形式下，采用設(shè)置在適當(dāng)位置的直板進(jìn)行整流解決了保護(hù)套的燒蝕問題。

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[4]王希亮，孫振華，賀永杰，等.頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孫振華，張娜.補(bǔ)燃室長(zhǎng)度對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2013，33（3）.

[責(zé)任編輯：謝慶云]

總體而言，加一塊整流板的效果相對(duì)好一些，因此下面的研究主要針對(duì)一塊整流板進(jìn)行。主要改進(jìn)方向是通過調(diào)整整流板位置來平衡整流板上下的流阻，使氣流均勻通過整流板，抑制氣流分離。

圖5 采用兩塊整流板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影響

在彎頭內(nèi)增加一塊整流彎板，同時(shí)把進(jìn)氣道彎頭處抬高，以增大此處轉(zhuǎn)彎半徑，減小分離。研究了整流板位于中心位置和整流板向內(nèi)側(cè)彎頭靠近對(duì)流場(chǎng)的影響。

從圖6和圖7中可以看出因氣流分離情況無明顯改善，彎頭內(nèi)側(cè)的高溫區(qū)域依然存在，故整流板位置的移動(dòng)不能有效解決保護(hù)套高溫?zé)g的問題，必須尋求其它的改進(jìn)方向。

圖6 整流板位于中心時(shí)彎頭處的溫度分布

圖7 整流板向內(nèi)側(cè)彎頭靠近時(shí)彎頭處的溫度分布

2.2.3 整流板形狀的影響

為了改善進(jìn)入彎頭前氣流的流動(dòng)情況，在彎頭前增加一段長(zhǎng)度為600mm的等直段（在此暫不考慮該結(jié)構(gòu)變化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響），同時(shí)加高彎頭入口的高度，使得彎頭處氣流通道無擴(kuò)張。在彎頭內(nèi)設(shè)置一塊整流板，整流板的形狀分別為彎板和直板。

圖8 整流板為彎板時(shí)彎頭處的溫度分布

由圖8可以看出，采用一塊彎板整流時(shí)彎頭處溫度過高的現(xiàn)象有了較大改善。只是由于高速氣流仍從整流板上方流過，造成整流板下有一個(gè)角區(qū)產(chǎn)生回流，這應(yīng)該是進(jìn)氣道出口氣流不均勻和整流板位置不當(dāng)所致。將整流板改為直板，并適當(dāng)調(diào)整整流板位置后，基本上得到了較為滿意的結(jié)果。由圖9可以看出，高速氣流從整流板下方通過，彎頭處溫度過高的現(xiàn)象得到了抑制，總體效果比較好。

圖9 整流板為直板時(shí)對(duì)稱截面的速度分布（a）和彎頭處的溫度分布（b）

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)數(shù)值計(jì)算的結(jié)果，重新加工了新的進(jìn)氣道和彎頭，圖10為試驗(yàn)時(shí)所采用的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖。在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬連管試驗(yàn)系統(tǒng)上經(jīng)過長(zhǎng)達(dá)300s的沖壓試驗(yàn)考核后，進(jìn)氣道彎頭沒有出現(xiàn)過熱現(xiàn)象，保護(hù)套完好無損，這說明所采用的改進(jìn)措施達(dá)到了預(yù)期目的。圖11為改進(jìn)前后進(jìn)氣道保護(hù)套燒蝕情況對(duì)比，可以看出改進(jìn)后保護(hù)套沒有被燒蝕的痕跡。

圖10 改進(jìn)后進(jìn)氣道及彎頭結(jié)構(gòu)示意圖

圖11 改進(jìn)前（a）后（b）保護(hù)套試驗(yàn)照片

4 結(jié)論

本文針對(duì)某試驗(yàn)型固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)連管試驗(yàn)過程中出現(xiàn)的保護(hù)套燒蝕問題，分析了故障原因并制訂了改進(jìn)措施，通過數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，可以得到以下結(jié)論：進(jìn)氣道彎頭處存在突擴(kuò)，是彎頭處氣流分離很重要的原因，因此應(yīng)盡量避免；進(jìn)氣道轉(zhuǎn)折角過大、轉(zhuǎn)彎處內(nèi)角轉(zhuǎn)彎半徑過小，是造成氣流分離的另一重要原因，因此要減小當(dāng)量轉(zhuǎn)折角；進(jìn)氣道整流板數(shù)量不宜多，以抑制分離為目的，過多將造成流阻過大，目標(biāo)參數(shù)過多不易優(yōu)化選擇；進(jìn)氣道整流板在彎頭內(nèi)的位置改變不能明顯改善氣流分離情況；在本文研究的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)形式下，采用設(shè)置在適當(dāng)位置的直板進(jìn)行整流解決了保護(hù)套的燒蝕問題。

【參考文獻(xiàn)】

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[4]王希亮，孫振華，賀永杰，等.頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孫振華，張娜.補(bǔ)燃室長(zhǎng)度對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2013，33（3）.

[責(zé)任編輯：謝慶云]