吳佳男,余　陵,蔡文祥

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

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側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場數(shù)值模擬

吳佳男,余陵,蔡文祥

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

為研究側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的性能,運(yùn)用流體計(jì)算軟件對作為制導(dǎo)彈藥推力矢量控制系統(tǒng)執(zhí)行結(jié)構(gòu)的側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的三維流場進(jìn)行數(shù)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(fā)動(dòng)機(jī)流場結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的影響。研究結(jié)果表明:隨著脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)偏心段向上移動(dòng),其徑向推力減小,推力中心由噴管中心內(nèi)側(cè)向外側(cè)移動(dòng);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(fā)生階躍性的變化;受發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的限制,偏心段長度對發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響較小;采用的數(shù)值模擬方法可以用于側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)流場及性能預(yù)示計(jì)算。

側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī);內(nèi)流場;發(fā)動(dòng)機(jī)性能;數(shù)值模擬

側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)組技術(shù)采用一系列獨(dú)立的、高沖質(zhì)比、短脈沖的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合在一起,通過控制指令,由點(diǎn)火系統(tǒng)進(jìn)行有序的點(diǎn)火控制,是一種微小型的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組技術(shù),具有氣動(dòng)舵等其他執(zhí)行機(jī)構(gòu)無法比擬的快速響應(yīng)特征[1]。將側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)組應(yīng)用于火炮,加強(qiáng)了火炮打擊移動(dòng)目標(biāo)的能力,可減少彈藥消耗,滿足現(xiàn)代戰(zhàn)爭對智能化彈藥的需求。

美國在研精確制導(dǎo)迫彈(precision guided mortar munition,PGMM)[2]、意大利76 mm CCS(艦載反導(dǎo)彈彈道修正彈)[3]均在彈丸質(zhì)心周圍安裝小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),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(dǎo)彈,采用氣動(dòng)式與力矩式直接力控制方式,其直接力控制亦由180個(gè)小脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生。隨著脈沖噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)用日益廣泛,研究人員對其性能及工作過程進(jìn)行了較為深入的研究。張平等人[4]對T型固體脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)開展試驗(yàn)研究,對比了2種結(jié)構(gòu)的T型發(fā)動(dòng)機(jī),指出侵蝕燃燒對T型發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)進(jìn)行了數(shù)值分析,計(jì)算結(jié)果可有效預(yù)測不對稱的壓力梯度對發(fā)動(dòng)機(jī)喉部的作用,以及噴管內(nèi)渦流和繞流的位置及流動(dòng)模式;Arabshahi等人[6]基于N-S方程,采用數(shù)值方法對飛行中的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)部湍流流動(dòng)過程進(jìn)行了分析,所得結(jié)果較為準(zhǔn)確;文獻(xiàn)[7]計(jì)算了偏心段直徑對側(cè)噴管性能的影響,研究發(fā)現(xiàn)單靠增加偏心段直徑并不能有效地消除“頸縮效應(yīng)”;文獻(xiàn)[8]采用不同湍流模型對側(cè)噴管流場進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,研究發(fā)現(xiàn)k-ωSST湍流模型能夠更好地模擬側(cè)噴管燃?xì)獾牧魍ㄌ匦?。通過分析發(fā)現(xiàn),目前國內(nèi)外對側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸對發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響的研究較少,研究深度有待于進(jìn)一步加強(qiáng)。

為此,本文采用Fluent軟件對不同結(jié)構(gòu)尺寸的側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)三維流場進(jìn)行數(shù)值模擬,通過分析側(cè)噴管發(fā)動(dòng)機(jī)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(biāo),系統(tǒng)研究偏心段偏心距離、噴管至偏心段距離、偏心段長度對發(fā)動(dòng)機(jī)流場結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的影響。

1　數(shù)學(xué)與物理模型

1.1基本假設(shè)

側(cè)噴管固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(shè):

①不考慮燃?xì)饬鲃?dòng)對發(fā)動(dòng)機(jī)的燒蝕;

②不考慮熱輻射對壁面的傳熱;

③不考慮流動(dòng)中化學(xué)反應(yīng)的影響;

④將燃?xì)庖暈槔硐肟蓧嚎s氣體;

⑤不考慮重力等徹體力的影響。

1.2數(shù)學(xué)模型

采用通用計(jì)算流體力學(xué)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(jìn)行離散,將其變換為相應(yīng)的代數(shù)方程并加以求解。其中,N-S方程組主要由質(zhì)量守恒方程、動(dòng)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(kuò)散系數(shù);S為廣義源項(xiàng);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(dá)式。

在側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)中含有分離流動(dòng),可選擇k-ωSST兩方程模型以較好地模擬流動(dòng)的逆壓梯度及分離過程。在該模型中,湍動(dòng)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(xiàng);Γk,Γω分別為k,ω的擴(kuò)散項(xiàng);Yk,Yω分別為k,ω的耗散項(xiàng);Sk,Sω為自定義源項(xiàng),其他參數(shù)定義參見文獻(xiàn)[10]。

1.3物理模型

本文對側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室頭部、隔熱部件以及噴管的內(nèi)部流場進(jìn)行了數(shù)值分析,發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖1所示。本文對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)(如圖2所示)進(jìn)行了定義,從而系統(tǒng)研究相關(guān)結(jié)構(gòu)對發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。

圖1　發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖

對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場進(jìn)行了必要的簡化,有效地提高了網(wǎng)格質(zhì)量,提高了計(jì)算的效率和準(zhǔn)確性。物理模型:燃燒室區(qū)域,內(nèi)徑為15 mm，長度為13.1 mm;偏心段,內(nèi)徑為10 mm,長度為11.5 mm;噴管,喉部直徑為6.9 mm,擴(kuò)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(fā)動(dòng)機(jī)流場結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的影響,本文計(jì)算分析了表1所示的3組尺寸側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)。結(jié)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(cè)為“+”,偏在噴管內(nèi)側(cè)為“-”。

圖2　計(jì)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(jì)算模型劃分非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,如圖3所示。受物理模型結(jié)構(gòu)、尺寸的影響,計(jì)算域網(wǎng)格為50萬～65萬。為準(zhǔn)確地模擬近壁面的流場,對近壁面網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。

圖3　網(wǎng)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(wǎng)格較密,認(rèn)為附面層假設(shè)成立。

入口條件:根據(jù)試驗(yàn)的壓力曲線,通過曲線積分平均取平均壓力23.2 MPa;燃?xì)鉁囟热? 200 K。

出口邊界:出口壓力設(shè)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓101 325 Pa,出口主要是超聲速流動(dòng),外推得到。

2　計(jì)算結(jié)果及分析

2.1偏心段偏心距離對流場和發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響

圖4(a)、4(b)分別給出了第1組尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的徑向推力F及徑向推力偏離噴管中心距離d的變化規(guī)律。從中可以發(fā)現(xiàn),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(shí),推力變化速率最慢;徑向推力的推力中心由噴管外側(cè)向噴管內(nèi)側(cè)移動(dòng),呈線性變化規(guī)律,在0 mm附近時(shí)推力中心偏移量較小。

圖4　發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)對稱面流場的壓力p的云圖、流線,速度云圖,湍粘性系數(shù)μt云圖。從圖5(a)可以看出燃?xì)饬鹘?jīng)通道最大的特點(diǎn)是燃燒室和噴管由90°拐角連接。從圖6(a)、圖6(b)可看出側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)流場的基本結(jié)構(gòu):流體從燃燒室進(jìn)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(cè)出現(xiàn)逆壓梯度,有較強(qiáng)回流區(qū),從而使有效通道面積減小;在拐角內(nèi)側(cè)出現(xiàn)局部逆壓梯度,流場在內(nèi)側(cè)靠近喉部的地方出現(xiàn)回流區(qū),有效喉頸減小,致使質(zhì)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(qiáng)減小,這種現(xiàn)象被稱為“頸縮效應(yīng)”[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(jìn)入噴管段之后,由于噴管先收斂后擴(kuò)張的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),流體在噴管內(nèi)第3次膨脹加速。

圖5　偏心段偏心距離-2.5 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)分布

圖6　偏心段偏心距離0 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)分布

圖7　偏心段偏心距離2.5 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)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(dòng),偏心段上側(cè)回流區(qū)向偏心段下側(cè)移動(dòng),拐角內(nèi)側(cè)靠近噴管部分的膨脹加速增強(qiáng),拐角外側(cè)回流區(qū)增強(qiáng),側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的“頸縮效應(yīng)”加強(qiáng)。觀察圖5(b)、圖6(b)和圖7(b)可發(fā)現(xiàn),當(dāng)偏心距離為-2.5 mm時(shí),沿著偏心段上側(cè)會(huì)產(chǎn)生低速回流區(qū),抑制“頸縮效應(yīng)”的發(fā)展;當(dāng)偏心距離為2.5 mm時(shí),上側(cè)并沒有產(chǎn)生低速回流區(qū),因此燃?xì)饪梢猿浞值嘏蛎浖铀?“頸縮效應(yīng)”得到了加強(qiáng)。由此可推測,隨著偏心段的上移,“頸縮”效應(yīng)加強(qiáng),質(zhì)量流率減小,有效膨脹比增大,出口速度增大,出口壓強(qiáng)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(dòng),湍流損失由偏心段上側(cè)及噴管內(nèi)側(cè)逐漸向拐角外側(cè)移動(dòng);而且總體湍粘性系數(shù)變大,湍流強(qiáng)度增大,流動(dòng)損失變大,出口的質(zhì)量流率減小。在湍流強(qiáng)度較大的地方,流體與固體的換熱程度較大,發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)被破壞,從而提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。其中圖5的噴管內(nèi)側(cè)湍流強(qiáng)度較大,噴管最容易被破壞。因此側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴管需要采用抗燒蝕性更強(qiáng)的材料,可以有效地防止噴管燒蝕破壞,提高發(fā)動(dòng)機(jī)的效率,增大推力。

2.2噴管至偏心段距離對流場和發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響

圖8(a)、圖8(b)分別給出了第2組尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)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(guī)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(dòng),徑向推力先變大,在-1 mm～+1 mm附近維持穩(wěn)定,然后不斷減小,減小的幅度不斷變小。由此推測,應(yīng)存在一個(gè)極限值,當(dāng)噴管高于偏心段的高度超過某個(gè)值后,徑向推力將不再發(fā)生改變。從圖8(b)可看出,噴管凹陷于偏心段時(shí),推力中心位于噴管中心內(nèi)側(cè)2.5 mm處,基本保持不變;當(dāng)凸起于偏心段時(shí),徑向推力中心發(fā)生階躍,徑向推力中心突變到噴管外側(cè)0.5 mm處,且不斷偏向噴管中心。由此推測,應(yīng)存在一個(gè)極限值,當(dāng)噴管高于偏心段的高度超過某個(gè)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(shù)云圖。

圖8　發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)分布

圖10　噴管至偏心段距離0 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)分布

圖11　噴管至偏心段距離8 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)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(yīng)”逐漸減弱,由此推測,當(dāng)距離足夠遠(yuǎn)之后,側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部“頸縮效應(yīng)”將消失;拐角內(nèi)側(cè)豎直部分出現(xiàn)逆壓梯度,有回流區(qū),湍流損失較為嚴(yán)重。

從圖9～圖11可看出,隨著噴管的連續(xù)上移,發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)變化規(guī)律有3個(gè)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(fā)現(xiàn):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(qū)域變小,偏心段上側(cè)的回流區(qū)變小,由凸臺(tái)造成的湍流損失減少,出口速度增加;由于上側(cè)回流區(qū)對噴管的影響逐漸增大,“頸縮效應(yīng)”有減小的趨勢,有效喉頸增大,質(zhì)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(tái)對流動(dòng)的阻礙作用越來越小。由于偏心段上側(cè)本來就存在低速回流區(qū),當(dāng)突入的高度小于某個(gè)值后,噴管底部對流動(dòng)的阻礙并不明顯,逆壓梯度區(qū)大小基本保持不變,流動(dòng)損失變化不大,因此發(fā)動(dòng)機(jī)的推力基本保持不變。

第3階段,噴管高出偏心段大于某個(gè)值。從圖11(b)、圖11(c)可看出:隨著噴管繼續(xù)上移,拐角上部逆壓梯度區(qū)域不斷變大,回流區(qū)變大,湍流損失不斷變大,導(dǎo)致質(zhì)量流率減小;拐角對側(cè)噴管喉部的影響有逐步減小的趨勢,噴管喉部的“頸縮效應(yīng)”逐漸減弱,由此推測,應(yīng)存在某個(gè)值,當(dāng)距離大于這個(gè)值后,“頸縮效應(yīng)”將消失;拐角上部內(nèi)側(cè)的逆壓回流區(qū)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(gè)值,偏心段上部回流區(qū)就不會(huì)對噴管喉部產(chǎn)生影響,可能會(huì)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(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響

圖12(a)、圖12(b)分別給出了第3組尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的徑向推力大小及徑向推力偏離噴管中心的距離變化規(guī)律,圖中，c為偏心段長度?？梢园l(fā)現(xiàn)：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(yuǎn)離噴管中心;當(dāng)偏心段長度c大于某個(gè)值后,徑向推力、徑向推力偏離噴管中心的距離基本維持穩(wěn)定。在現(xiàn)有的結(jié)構(gòu)條件下,偏心段的長度8 mm已經(jīng)是極限值。因此在結(jié)構(gòu)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(fā)動(dòng)機(jī)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(shù)云圖。從圖13可看出,“頸縮效應(yīng)”產(chǎn)生的局部逆壓梯度與燃燒室內(nèi)流體互相干涉，使偏心段內(nèi)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(dāng)偏心段長度為6 mm時(shí),偏心段內(nèi)側(cè)逆壓梯度區(qū)對噴喉影響較大,有效喉頸較小,“頸縮效應(yīng)”較強(qiáng),因此質(zhì)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(zhì)量流率增加。

圖13　偏心段長度6 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)分布

圖14　偏心段長度10 mm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流場與參數(shù)分布

從圖13(c)、圖14(c)可看出,當(dāng)偏心段長度為10 mm時(shí),拐角底部的湍流區(qū)域較大、湍流強(qiáng)度較大。偏心段較長時(shí),湍流發(fā)展得較為充分,流動(dòng)損失較大;當(dāng)偏心段長度大于某個(gè)值后,湍流強(qiáng)度將不發(fā)生變化,湍流損失將不變。

從圖14可看出,當(dāng)偏心段的長度大于某個(gè)值后,隨著偏心段長度的增加,發(fā)動(dòng)機(jī)的“頸縮效應(yīng)”基本保持不變,流場參數(shù)不會(huì)發(fā)生明顯變化。由此推測,應(yīng)存在一個(gè)值,當(dāng)偏心段長度大于這個(gè)值后,“頸縮效應(yīng)”產(chǎn)生的局部逆壓梯度不會(huì)與燃燒室內(nèi)燃?xì)饣ハ嘤绊?速度及壓力將維持穩(wěn)定,流場及參數(shù)分布基本不發(fā)生變化,發(fā)動(dòng)機(jī)徑向推力大小、推力中心將基本維持穩(wěn)定。

3　結(jié)論

本文采用的數(shù)值模擬方法可以用于側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)流場及性能預(yù)示計(jì)算,通過對計(jì)算結(jié)果的分析,可得出以下結(jié)論:

①偏心段偏心距離通過影響偏心段內(nèi)的低速回流區(qū)對“頸縮效應(yīng)”產(chǎn)生影響。隨著偏心段向上偏移,低速回流區(qū)由偏心段上側(cè)移向下側(cè),從而使“頸縮效應(yīng)”產(chǎn)生的膨脹加速得到了加強(qiáng),速度增加,壓力降低,但由于質(zhì)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(shí),通過噴管底部對流動(dòng)的影響改變湍流損失及“頸縮效應(yīng)”;噴管高于偏心段時(shí),“頸縮效應(yīng)”隨噴管至偏心段距離的增加而逐漸減弱、消失,拐角上部內(nèi)側(cè)的逆壓回流區(qū)的變化影響了噴喉的效率,從而影響了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。

③受發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸的限制,在實(shí)際的側(cè)噴管脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)中偏心段長度不會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。

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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(xué)基金項(xiàng)目(51306092)

吳佳男(1991- ),男,碩士研究生,研究方向?yàn)槊}沖發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)及內(nèi)流場數(shù)值分析。E-mail:njustwujianan@126.com。

余陵(1961- ),男,副教授,碩士生導(dǎo)師,研究方向?yàn)楣腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。E-mail:yuling61@mail.njust.edu.cn。

V435

A

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