陳子豪+白橋棟+翁春生

摘要： 為研究級間通道構(gòu)型對小型雙脈沖發(fā)動機燃燒室兩相流的影響， 氣相采用SIMPLE算法和k-ε模型， 兩相流采用PSIC算法和離散相模型， 對小型雙脈沖固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場進行了詳細(xì)的計算。 結(jié)果表明， 級間孔徑的大小對流場影響很大。 級間孔與燃燒室的直徑比值影響粒子對級間結(jié)構(gòu)和噴管收斂段的撞擊及速度。 級間開孔角度越大， 再附著點的位置變化不大， 但一脈沖內(nèi)主流氣體的速度越大。 氣固兩相耦合的情況下， 一脈沖燃燒室內(nèi)的粒子速度也會增大。

關(guān)鍵詞： 小型雙脈沖發(fā)動機； 級間通道； 構(gòu)型； 兩相流； 數(shù)值模擬

中圖分類號： V435文獻標(biāo)識碼： A文章編號： 1673-5048（2016）05-0045-05

Abstract： In order to study the effects of interstage pulse channel configurations on twophase flow in combustion chamber of small dualpulse motor， the SIMPLE algorithm and kε model are used as gas phase， PSIC algorithm and discrete phase model are used as twophase flow， the internal flow field of a small dualpulse motor is calculated in detail. The results show that the diameter of the interstage channel has a great influence on the flow field， the ratio of the interstage ports and the combustion chamber diameter affecfs the impact and velocity of the particle on the interstage ports and nozzle convergent section. As the channel angle increases， the position of the reattachment point has no significant change， but the velocity of main flow which is in first pulse combustion chamber increases. In the case of gassolid twophase coupling， velocity of the particle which is in first pulse combustion chamber increases too.

Key words： small dualpulse motor； interstage pulse channel； configuration； twophase flow； numerical simulation

0引言

固體火箭發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、 易于組裝、 安全可靠、 故障率低、 研制風(fēng)險小、 任務(wù)適應(yīng)性大[1]等優(yōu)良特性。 但與液體火箭發(fā)動機相比， 其在控制方面還缺乏靈活性， 使得在航天器動力方面的應(yīng)用受限。 多脈沖固體火箭發(fā)動機因能多次啟動， 使其相較于常規(guī)固體火箭發(fā)動機來說， 具有更為靈活的操控性。 如果將其小型化并應(yīng)用于航天方面， 將會為未來小型航天器提供一種結(jié)構(gòu)簡單且控制靈活的動力裝置。

國內(nèi)外現(xiàn)在主要研究的是雙脈沖固體火箭發(fā)動機， 其結(jié)構(gòu)相對簡單， 且具有良好的性能指標(biāo)[2]。 國外已經(jīng)進行了較長時間的研究， 并已投入到實際應(yīng)用中， 如美國SM-3導(dǎo)彈， 德國LFK-NG導(dǎo)彈、 HFK2000導(dǎo)彈等[3-4]。 國內(nèi)研究開展的較晚， 但也已經(jīng)取得了一定的成果， 其中， 陳國勝、 王春光、 王偉等[5-7]對雙脈沖固體火箭發(fā)動機的隔板材料進行了研究； 朱衛(wèi)兵、 孫娜等[8-9]分別對雙脈沖固體火箭發(fā)動機級間孔徑對氣相流場的影響及不同粒徑下發(fā)動機內(nèi)兩相流和兩相流下對雙脈沖發(fā)動機內(nèi)壁面燒蝕情況進行了一定的研究， 但未考慮級間結(jié)構(gòu)對兩相流的影響； 李映坤等[10]則僅對不同級間構(gòu)型下氣相內(nèi)流場壁面燒蝕情況進行了研究。

雙脈沖固體火箭發(fā)動機主要分為隔艙式和隔層式， 其中隔艙式由于采用的是硬隔離， 因此會在一、 二燃燒室間形成級間結(jié)構(gòu)， 當(dāng)二脈沖燃燒室內(nèi)氣流通過級間結(jié)構(gòu)進入一脈沖燃燒室時， 一脈沖燃燒室內(nèi)部會形成后臺階流動， 從而在級間結(jié)構(gòu)后方形成渦旋， 甚至?xí)纬筛ｋU的再附著線或激波。 文獻[11-13]指出， 燃燒室內(nèi)渦旋區(qū)域， 特別是再附著點處， 對流換熱系數(shù)大大增加， 使得這一區(qū)域的燒蝕情況相較于其他區(qū)域更為嚴(yán)重。 同時， 為了提高發(fā)動機性能， 往往在推進劑中添加鋁粉， 在推進劑燃燒后， 燃?xì)鈺鼟吨鳤l2O3顆粒沖蝕發(fā)動機內(nèi)部壁面， 進一步惡化壁面燒蝕情況。

本文采用SIMPLE算法， 選用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型， 兩相流耦合采用PISO算法， 顆粒相采用離散相模型， 對小型雙脈沖固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場進行了詳細(xì)的計算， 分析出級間結(jié)構(gòu)對雙脈沖發(fā)動機內(nèi)部兩相流的影響。

1數(shù)學(xué)模型

航空兵器2016年第5期陳子豪等： 級間通道構(gòu)型對小型雙脈沖發(fā)動機燃燒室內(nèi)兩相流的影響1.1基本假設(shè)

采用二維軸對稱模型， 為計算方便， 對發(fā)動機進行了一定簡化， 并作以下假設(shè)：

（1） 不考慮化學(xué)反應(yīng)和輻射；

（2） 不考慮粒子的燃燒、 蒸發(fā)、 破碎及反應(yīng)；

（3） 顆粒為球形；

（4） 粒子非常稀疏， 且其體積分?jǐn)?shù)小于10%。

1.2氣相控制方程

對不同級間孔徑不同開孔角度的發(fā)動機內(nèi)流場進行數(shù)值模擬， 以分析級間結(jié)構(gòu)對兩相流的影響， 具體物理模型如表1所示。

3計算結(jié)果及分析

采用上述方法， 對二脈沖燃燒階段進行穩(wěn)態(tài)計算， 下文為不同構(gòu)型級間通道的計算結(jié)果。

3.1不同孔徑對兩相流的影響

不同級間孔直徑發(fā)動機內(nèi)部流線圖如圖3所示。 從圖3中看出， 隨著級間孔的尺寸不斷增大， 由于級間孔結(jié)構(gòu)而產(chǎn)生的“聚攏”作用逐漸減小， 使得進入一脈沖燃燒室內(nèi)的氣流速度變小， 如圖4所示。 導(dǎo)致一脈沖燃燒室內(nèi)低壓區(qū)氣流卷吸能力變?nèi)酰?從而使得渦旋的面積不斷變小， 且渦旋中心位置向左邊移動。 為了準(zhǔn)確直觀地觀察再附著點的位置， 分析一脈沖燃燒室壁面附近氣流的軸向速度， 不同級間孔徑下一脈沖燃燒室至噴管喉部壁面附近軸向速度分布如圖5所示。 圖5中負(fù)值區(qū)域為渦旋區(qū)貼壁處， 由圖可以看出， 級間孔的尺寸越小， 渦旋區(qū)的軸向速度絕對值越大， 同時渦旋區(qū)的軸向速度變化也越劇烈。 同時還發(fā)現(xiàn)， 隨著級間孔的尺寸變小， 再附著點的位置不斷遠(yuǎn)離級間結(jié)構(gòu)； 由于本文模型為小型雙脈沖固體火箭發(fā)動機， 從圖3和圖5中可以看出， 渦旋區(qū)會延伸到噴管收斂段， 同時再附著點位置也處在噴管收斂段， 使得噴管收斂段的壁面條件最惡劣。 各模型再附著點的位置見表2。

從圖6中可以看出， 粒子通過級間結(jié)構(gòu)時被不斷“聚攏”， 且級間孔徑越小， 被“聚攏”的越厲害， 當(dāng)級間孔徑小到一定程度時， 例如模型a和b， 粒子束會先“聚攏”到極限程度， 然后再“展開”來。 模型a中的粒子束“展開”的比b中的要寬， 原因是級間孔徑越小， 進入一脈沖內(nèi)的氣流速越大， 使得一脈沖燃燒室內(nèi)渦旋區(qū)卷吸能力越強， 從而使粒子束“展開”更大。 同時從圖中可以看到， 模型a的粒子除了會撞擊級間結(jié)構(gòu)處外， 還會撞擊噴管收斂段， 撞擊角度約為19.8°， 平均速度約為106.4 m/s， 撞擊速度很快。 而模型b～e中， 粒子僅會對級間隔板產(chǎn)生撞擊， 且撞擊速度均小于10 m/s。

從上面分析可以得出， 當(dāng)級間孔徑與燃燒室的直徑比值小于1/5時， 粒子除會撞擊級間結(jié)構(gòu)處壁面外， 還會撞擊噴管收斂段的壁面， 且撞擊噴管收斂段壁面的粒子速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)快于撞擊級間結(jié)構(gòu)的粒子速度。 當(dāng)級間孔徑與燃燒室的直徑比值大于1/3時， 粒子僅會撞擊級間結(jié)構(gòu)。

3.2級間開孔角度的影響

不同級間開孔角度下的流線圖如圖7所示。 從圖7中可以看出， 當(dāng)角度大于0°時， 渦旋會一直延伸至級間開孔處并壓縮主流氣體。 并且角度越大， 渦旋在級間開孔處對主流氣體的壓縮越厲害， 一脈沖燃燒室軸線上速度越大， 如圖8所示。 原因是當(dāng)級間開孔角度大于0°時， 延伸至級間開孔處的渦旋會壓縮主流氣體， 較角度為0°時的情況， 對主流氣體形成更加“聚攏”的效果， 使得主流氣體的流速增加。 并且級間開孔角度越大， 對主流氣體的“聚攏”效果越明顯。 不同開孔角度一脈沖燃燒室至噴管喉部壁面附近軸向速度分布如圖9所示。 分析圖9可知， 級間開孔角度對再附著點位置并沒有太大影響。 從表2中可以看出， 每增加5°， 再附著點位置增加約0.046%。

模型f～i的粒子軌跡見圖10。 從圖10中可以看出， 模型f～i較模型c來說， 粒子束寬度稍小。 同時由圖8可知， 隨級間開孔角度增大， 一脈沖燃燒室主流速度也增大， 由于氣相與固相的耦合作用， 粒子在一脈沖燃燒室速度也增大。 為研究這一現(xiàn)象， 對軸線上x=100 mm處的粒子速度進行觀測， 結(jié)果如表3所示， 由于模型f～i中， 級間孔徑太大， 粒子僅會對級間結(jié)構(gòu)產(chǎn)生撞擊， 若級間孔徑與燃燒室直徑的比值小于1/5時， 粒子會撞擊噴管收斂段的壁面， 此時若使開孔角度增大， 一脈沖燃燒室主流速度增大， 在兩相流耦合的情況下， 粒子撞擊噴管收斂段的壁面速度也會增大。

4結(jié)論

（1） 隨著級間孔徑增大， 進入一脈沖燃燒室的氣流速度減小， 使得燃燒室內(nèi)渦旋的的尺寸減小， 同時， 再附著點的位置也越靠近級間結(jié)構(gòu)。 且孔徑每增加10 mm， 再附著點位置平均向左移動4.3 mm。

（2） 當(dāng)級間孔與燃燒室的直徑比值小于1/5時， 粒子不僅會撞擊級間結(jié)構(gòu)， 還會對噴管收斂段產(chǎn)生撞擊， 且撞擊噴管收斂段的粒子速度遠(yuǎn)大于撞擊級間結(jié)構(gòu)的粒子速度。 當(dāng)級間孔與燃燒室的直徑比值大于1/3時， 粒子僅會對級間結(jié)構(gòu)產(chǎn)生撞擊。

（3） 級間開孔角度越大， 級間結(jié)構(gòu)對氣流的“聚攏”作用越明顯， 使得進入一脈沖燃燒室內(nèi)主流氣體的速度越大， 同時在氣固兩相耦合的情況下， 一脈沖燃燒室內(nèi)的粒子速度也會增大， 但開孔角度的大小對再附著點的位置沒有太大影響。

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