崔立堃

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固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖估算及界面程序?qū)崿F(xiàn)

崔立堃

（陜西理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，漢中，723001）

依據(jù)某推進(jìn)劑熱力計(jì)算結(jié)果和基于FLUENT軟件平臺(tái)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室和噴管兩相流流場(chǎng)仿真得到的相關(guān)參數(shù)，根據(jù)比沖計(jì)算的相關(guān)理論，利用MATLAB圖形用戶界面（Graphical User Interface，GUI）軟件編制了發(fā)動(dòng)機(jī)比沖預(yù)估算程序，利用該程序?qū)δ承吞?hào)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖進(jìn)行了預(yù)估。預(yù)估結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比表明，該程序可以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖進(jìn)行較準(zhǔn)確和快速的估算。

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；比沖；兩相流動(dòng)；界面程序

0 引 言

比沖是發(fā)動(dòng)機(jī)非常重要的參數(shù)，它既反映推進(jìn)劑能量的大小，又反映推進(jìn)劑在燃燒過程中的能量轉(zhuǎn)換效率，是全面評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)工作質(zhì)量的重要性能指標(biāo)，直接影響到飛行器的有效載荷和射程。因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖進(jìn)行預(yù)估具有極其重要的工程應(yīng)用價(jià)值。影響比沖的因素有：a）噴管膨脹效率；b）推進(jìn)劑燃燒效率；c）推進(jìn)劑能量。在實(shí)際工程中測(cè)量比沖的方法是在發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)測(cè)量其推力，用推力對(duì)時(shí)間積分得到發(fā)動(dòng)機(jī)的總沖，再用總沖除以推進(jìn)劑的質(zhì)量得到比沖。本文將兩相流分析法和損失疊加法相結(jié)合，綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)方面的因素，在MATLAB圖形用戶界面（Graphical User Interface，GUI）平臺(tái)下編制了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖估算程序，并利用該程序?qū)δ承吞?hào)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖進(jìn)行預(yù)估，經(jīng)與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比表明該程序可以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖進(jìn)行較準(zhǔn)確和快速的估算。

1 理論模型

式中p為推進(jìn)劑質(zhì)量；為推力。

影響發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的因素有很多，如燃燒室壓強(qiáng)、噴管擴(kuò)張比、推進(jìn)劑能量和初始溫度等。同時(shí)，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中有很多因素會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)，從而對(duì)實(shí)際比沖產(chǎn)生影響。根據(jù)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩相流動(dòng)理論[1~5]，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩相流動(dòng)理論比沖在設(shè)計(jì)狀態(tài)可以表示為

潛入損失是由于噴管對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生干擾，致使氣流速度降低散熱增加而造成的。仿真計(jì)算時(shí)已經(jīng)將此部分考慮在內(nèi)，因此無(wú)需再次計(jì)算噴管潛入損失。

由仿真計(jì)算結(jié)果獲取數(shù)據(jù)時(shí)可以直接讀取噴管出口截面氣流和凝相粒子的軸向速度，因此對(duì)噴管擴(kuò)張損失無(wú)需再進(jìn)行計(jì)算。

除以上幾項(xiàng)損失外還有燒蝕損失、特征速度損失、邊界層損失等會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖產(chǎn)生影響，且在仿真計(jì)算中難以完全模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的狀況。為了彌補(bǔ)這些因素的影響，本文在計(jì)算比沖時(shí)加入了整體修正系數(shù)。整體系數(shù)通過對(duì)不同類型的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖計(jì)算數(shù)值與實(shí)測(cè)數(shù)值的比較而得出。

2 比沖估算程序?qū)崿F(xiàn)

MATLAB將所有GUI所支持的控件集成在圖形用戶接口開發(fā)環(huán)境（Graphical User Interface Development Environment，GUIDE）中，用戶可以在該環(huán)境中開發(fā)自己的程序，并以圖形的形式顯示出來(lái)，較命令行方式直觀、人性化，可以讓用戶快速上手，從而提高用戶的工作效率[6～8]。本文在MATLAB GUI平臺(tái)下，基于第1節(jié)中的理論編制了比沖計(jì)算界面程序，其面板示意如圖1所示。

圖1 面板示意

計(jì)算時(shí)首先由熱力計(jì)算得到燃燒產(chǎn)物的氣相組份和凝相組份的百分比、溫度等參數(shù)，然后將這些參數(shù)用于FLUENT仿真計(jì)算，再將仿真得到的相關(guān)參數(shù)和熱力計(jì)算中凝相產(chǎn)物的相關(guān)參數(shù)一起輸入到此比沖計(jì)算程序中，最后得到預(yù)估比沖的值。計(jì)算流程如圖2所示。

圖2 比沖計(jì)算流程

3 算 例

某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擴(kuò)張比為9，噴喉直徑為25 mm，擴(kuò)張半角為18.5°，燃燒室壓強(qiáng)為5.6 MPa，藥柱燃速為8.15 mm/s，推進(jìn)劑為含鋁HTPB推進(jìn)劑。根據(jù)熱力學(xué)軟件對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行計(jì)算，并獲取相關(guān)參數(shù)。計(jì)算中推進(jìn)劑按照鋁18.2%、過氯酸銨67.2%、丁羥11%、葵二酸二辛酯3.1%、甲苯二異氰酸酯0.5%配比，燃燒室壓強(qiáng)為5.6 MPa，按照固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱力學(xué)計(jì)算公式對(duì)其組分進(jìn)行計(jì)算。表1列出了燃?xì)庵械闹饕M分及其摩爾數(shù)。

流場(chǎng)計(jì)算中取所占比重最大的前7種組分，分別為CO、HCl、H2、N2、H2O、CO2、H和Cl，這7種物質(zhì)占?xì)鈶B(tài)產(chǎn)物總量的98.461%。凝相粒子比重為0.28。

表1 燃?xì)庵懈鹘M分含量

發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖3所示，陰影部分為推進(jìn)劑。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意

計(jì)算域和流場(chǎng)為軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)。計(jì)算網(wǎng)格全部采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對(duì)部分區(qū)域進(jìn)行加密，網(wǎng)格總數(shù)為42 530。計(jì)算中推進(jìn)劑燃燒表面采用加質(zhì)邊界條件，根據(jù)該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)給定質(zhì)量流率和總溫；噴管出口采用壓力出口，由于在噴管出口處流體處于超聲速狀態(tài)，邊界條件確定的壓強(qiáng)將被忽略，由內(nèi)部求解結(jié)果外插得到；固體壁面采用絕熱無(wú)滑移壁面邊界條件。粒子由推進(jìn)劑燃燒表面均勻散播，散入速度為氣相加質(zhì)速度，在固體表面應(yīng)用粒子反彈模型，顆粒碰撞的切向和法向恢復(fù)系數(shù)均為0.8，在噴管出口粒子消匿。

計(jì)算中采用N-S控制方程[9]，湍流模型采用S-A模型[9]，對(duì)凝相粒子采用隨機(jī)顆粒軌道模型進(jìn)行計(jì)算[10]。圖4和圖5分別為流場(chǎng)內(nèi)馬赫數(shù)和粒子濃度的分布情況。

圖4 馬赫數(shù)分布

圖5 粒子濃度分布云圖

由圖4、圖5可見，燃?xì)庠谌紵腋邏旱淖饔孟掠蓢姽車姵觯趪姾硖庍_(dá)到聲速，經(jīng)擴(kuò)張段進(jìn)一步膨脹加速后噴入大氣。出口處的平均馬赫數(shù)在2.6左右，與發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)速度吻合。粒子由推進(jìn)劑表面燃燒產(chǎn)生，逐漸匯集于噴管，由于粒子無(wú)法膨脹，因此主要分布在軸線附近。粒子濃度最大處為15.458 kg/m3。結(jié)果顯示仿真結(jié)果與發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)吻合，可以為比沖計(jì)算提供相應(yīng)參數(shù)。

由仿真計(jì)算的結(jié)果讀取計(jì)算比沖需要的數(shù)據(jù)，噴管出口氣相物質(zhì)軸向速度為2 285.16 m/s，噴管出口凝相粒子的軸向速度為1 046.25 m/s。啟動(dòng)計(jì)算程序并將計(jì)算比沖所需的數(shù)據(jù)輸入程序后點(diǎn)擊計(jì)算按鈕即可得到計(jì)算結(jié)果，如圖6所示。

圖6 計(jì)算結(jié)果

表2為本方法計(jì)算結(jié)果和發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)測(cè)比沖以及某比沖預(yù)測(cè)軟件計(jì)算結(jié)果的對(duì)比情況。

表2 計(jì)算結(jié)果對(duì)比

可見本方法計(jì)算比沖結(jié)果為218.88 s，與實(shí)測(cè)比沖的誤差為2.72%，略小于實(shí)測(cè)比沖。

4 結(jié) 論

本研究以仿真計(jì)算為基礎(chǔ)，對(duì)某型號(hào)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖進(jìn)行了計(jì)算。結(jié)果表明，該方法可以較為準(zhǔn)確快速地對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖進(jìn)行估算，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)的快速工程分析。隨著仿真技術(shù)的提高和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的積累，該方法的計(jì)算精度將會(huì)得到進(jìn)一步的提高。

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Solid Rocket Engine Specific Impulse Estimation Algorithm andInterface Program Realization

Cui Li-kun

(College of Mechanical Engineering, Shaanxi University of Technology, Hanzhong, 723001)

According to a certain propellant thermal calculation results, FLUENT software simulation calculation results of two-phase flow field in the solid rocket engine combustion chamber and nozzle and the related theory for prediction of specific impulse, the solid rocket engine specific impulse prediction program is compiled. Some solid rocket engine specific impulse is predicted by using this program. Compared with the experimental values, the results show the program presented is reliable and the method is rapid for the estimation of solid rocket engine specific impulse.

Solid rocket engine; Specific impulse; Two-phase flow; Interface program

1004-7182(2017)06-0021-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170605

V438

A

2016-06-14；

2017-11-03

陜西省教育廳2017年專項(xiàng)科學(xué)研究計(jì)劃（17JK0144）；陜西理工大學(xué)2016年人才啟動(dòng)項(xiàng)目（SLGQD16-02）

崔立堃（1976-），男，博士，副教授,主要研究方向?yàn)楣腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流場(chǎng)計(jì)算與分析