劉玉磊 楊碩 崔金平 丁永強(qiáng)

摘要： 針對(duì)氣控喉栓式可調(diào)噴管方案的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題， 分析了影響方案的關(guān)鍵尺寸以及方案優(yōu)選的目標(biāo)， 通過試驗(yàn)設(shè)計(jì)和數(shù)值仿真的方法實(shí)現(xiàn)了對(duì)方案關(guān)鍵尺寸的優(yōu)化設(shè)計(jì)， 并依據(jù)該設(shè)計(jì)完成冷試原理樣機(jī)的加工以及試驗(yàn)。 試驗(yàn)結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的氣控喉栓式可調(diào)噴管方案原理可行， 所采用的試驗(yàn)設(shè)計(jì)和數(shù)值仿真方法能夠滿足方案設(shè)計(jì)與優(yōu)化的要求。

關(guān)鍵詞： 可調(diào)噴管； 喉栓； 試驗(yàn)設(shè)計(jì)； 數(shù)值仿真； 優(yōu)化

中圖分類號(hào)： TJ763； V435文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 1673-5048（2018）04-0062-05

0引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)能夠根據(jù)彈道優(yōu)化的需求， 實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小， 合理分配發(fā)動(dòng)機(jī)能量， 提高導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性與靈活性， 使導(dǎo)彈具備多任務(wù)空戰(zhàn)的能力， 滿足未來空戰(zhàn)目標(biāo)多樣性的需求， 具有強(qiáng)烈的軍事需求背景。 在諸多發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)方案中， 喉栓式可調(diào)噴管方案以其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 工作可靠和易于工程使用等優(yōu)點(diǎn)， 逐步成為該領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。 該方案只需在噴管中嵌入一根喉栓， 就能實(shí)現(xiàn)推力大小的調(diào)節(jié)[1-3]， 推力調(diào)節(jié)比大， 理論上具有無級(jí)調(diào)節(jié)的能力。

目前， 國內(nèi)外對(duì)喉栓式可調(diào)噴管方案的研究主要集中在理論研究以及數(shù)值模擬等方面[4-10]， 對(duì)詳細(xì)的方案設(shè)計(jì)以及試驗(yàn)研究方面則鮮有報(bào)道。 本文針對(duì)氣控喉栓式可調(diào)噴管方案的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題， 分析了影響方案的關(guān)鍵尺寸以及方案優(yōu)選的目標(biāo)， 通過試驗(yàn)設(shè)計(jì)和數(shù)值仿真的方法實(shí)現(xiàn)了對(duì)方案關(guān)鍵尺寸的優(yōu)化設(shè)計(jì)， 并依據(jù)該設(shè)計(jì)完成冷試原理樣機(jī)的加工及試驗(yàn)。

1問題描述

氣控喉栓式可調(diào)噴管方案結(jié)構(gòu)如圖1所示， 主要包括噴管殼體、 喉栓支撐體以及喉栓三部分， 喉栓支撐體與喉栓共同組成控制氣室， 控制氣室通過氣路與高壓氣瓶及調(diào)壓閥設(shè)備相連。

當(dāng)噴管內(nèi)存在氣流流動(dòng)時(shí)， 喉栓外表面會(huì)受到氣流的作用， 若此時(shí)控制氣室內(nèi)壓力較低， 則喉栓做打開運(yùn)動(dòng)， 噴管喉部面積增大。 若增加控制氣室內(nèi)壓力， 則喉栓內(nèi)表面合力增加， 當(dāng)內(nèi)表面合力大于外表面合力時(shí)， 喉栓開始做關(guān)閉運(yùn)動(dòng)， 噴管喉部面積減小。 在恒流量或恒燃面的情況下， 噴管喉部面積的減小會(huì)導(dǎo)致來流壓強(qiáng)的增大， 作用在喉栓外表面的壓力增大， 最終使喉栓在一個(gè)新的位置達(dá)到平衡， 喉部面積達(dá)到新的穩(wěn)定值。

從分析來看， 該方案設(shè)計(jì)的關(guān)鍵在于使喉栓在關(guān)閉過程中， 控制氣室內(nèi)對(duì)應(yīng)的平衡壓強(qiáng)呈上升趨勢(shì)， 即喉栓外表面受到的氣流作用的合力呈增加趨勢(shì)。 另外， 由于喉栓的嵌入會(huì)擾亂噴管中的氣流流動(dòng)， 使噴管產(chǎn)生復(fù)雜的激波系以及流動(dòng)分離等現(xiàn)象， 造成總壓損失[11]。 因此， 氣控喉栓式可調(diào)噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)需考慮喉栓的型面與噴管型面的相互作用。 減小因喉栓插入而引起的總壓損失， 也是方案設(shè)計(jì)需要考慮的問題。

2分析建模

2.1典型工況

本研究中對(duì)于可調(diào)噴管裝置方案設(shè)計(jì)的可行性驗(yàn)證采用冷流試驗(yàn)的辦法。 在冷流試驗(yàn)中， 以空氣模擬燃?xì)獾淖饔谩?目前， 受冷流試驗(yàn)設(shè)備條件的限制， 無法實(shí)現(xiàn)在喉栓運(yùn)動(dòng)過程中流量的變化（達(dá)到符合裝藥燃燒的效果）， 因此在數(shù)值仿真及原理驗(yàn)證試驗(yàn)中均設(shè)定空氣流量為恒定值。

2.2仿真模型及目標(biāo)

本研究的主要目的在于探索可行的氣控喉栓式可調(diào)噴管的型面設(shè)計(jì)， 對(duì)于氣室支撐結(jié)構(gòu)的繞流及損失不做研究， 因此問題可簡(jiǎn)化為二維軸對(duì)稱模型， 結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。 其中A， Rt， L， Lk為可設(shè)計(jì)尺寸， 其他尺寸為約束尺寸。 圖2中的仿真設(shè)計(jì)參數(shù)及取值如表1所示。

其他參數(shù)說明：

喉部半徑=喉部半徑系數(shù)（cR）×喉栓半徑（R0）； 喉部直段長度=喉部直段長度系數(shù)（cL）×喉部半徑； 喉栓行程=喉栓行程系數(shù)（cK）×喉栓總行程。

針對(duì)以上仿真設(shè)計(jì)參數(shù)， 采用全因子實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)方法， 生成72個(gè)仿真計(jì)算樣本點(diǎn)并進(jìn)行計(jì)算， 依據(jù)計(jì)算結(jié)果選取喉栓關(guān)閉過程中， 控制氣室內(nèi)的平衡壓強(qiáng)呈上升趨勢(shì)， 且出口總壓恢復(fù)系數(shù)高的設(shè)計(jì)方案作為優(yōu)選方案。

3結(jié)果分析

在入口質(zhì)量流量不變的情況下， 各設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)入口總壓的主效應(yīng)如圖3所示。

航空兵器2018年第4期劉玉磊， 等： 喉栓式可調(diào)噴管方案設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究可以看出， 入口總壓隨喉栓行程系數(shù)的增大呈加速上升的趨勢(shì)， 隨喉部半徑系數(shù)的增大呈近似線性減少的趨勢(shì)。 另外可以看出， 喉部直段長度系數(shù)和噴管收斂半角對(duì)入口總壓的影響相對(duì)較小。

各設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的主效應(yīng)如圖4所示， 文中總壓恢復(fù)系數(shù)定義為噴管出口總壓與來流總壓之比。

可以看出， 喉栓行程系數(shù)對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的影響最大， 且隨著開度的增加， 總壓恢復(fù)系數(shù)呈加速下降的趨勢(shì)； 總壓恢復(fù)系數(shù)受噴管收斂半角和喉部半徑系數(shù)影響相對(duì)較小， 且隨著噴管收斂半角的增加呈線性下降趨勢(shì)， 隨喉部半徑系數(shù)的增加呈線性上升趨勢(shì)； 喉部直段長度系數(shù)對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的影響最小， 總壓恢復(fù)系數(shù)隨喉部直段長度系數(shù)增加略有下降。

各設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)喉栓軸向力的主效應(yīng)如圖5所示。

可以看出， 喉栓軸向力的變化主要受喉栓行程和喉部半徑系數(shù)的影響。 隨著喉栓行程的增加， 喉栓軸向力呈加速上升的趨勢(shì)， 隨喉部半徑系數(shù)的增加接近線性下降。

喉栓式可調(diào)噴管是通過調(diào)節(jié)喉栓的開度實(shí)現(xiàn)噴管喉部面積調(diào)節(jié)， 因此喉栓的開度（即喉栓行程系數(shù)）只是喉栓工作狀態(tài)的反映， 不能作為設(shè)計(jì)優(yōu)化變量。 綜合以上分析， 除了喉栓行程系數(shù)， 對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)和喉栓軸向力影響最大的參數(shù)是喉部半徑系數(shù)， 另外考慮到要使總壓恢復(fù)系數(shù)較高， 應(yīng)選取較小的噴管收斂半角和喉部直段長度系數(shù)， 因此選取A=45°， cL=0.4時(shí)， 喉栓軸向力以及總壓恢復(fù)系數(shù)隨喉栓行程和喉部半徑系數(shù)的變化情況做進(jìn)一步分析。

喉栓軸向力隨喉栓行程以及喉部半徑系數(shù)的變化情況如圖6所示。

可以看出， 在相同開度情況下， 喉栓軸向力與喉部半徑系數(shù)呈明顯的負(fù)相關(guān)； 在喉部半徑系數(shù)一定的情況下， 喉栓軸向力隨著喉栓行程的增加均呈加速上升趨勢(shì)， 但上升的幅度則隨著喉部半徑系數(shù)的增加而減小。

總壓恢復(fù)系數(shù)隨喉栓行程以及喉部半徑系數(shù)的變化情況如圖7所示。

圖中可以看出， 在相同開度情況下， 總壓恢復(fù)系數(shù)與喉部半徑系數(shù)呈明顯的負(fù)相關(guān)； 在喉部半徑系數(shù)一定的情況下， 隨著喉栓行程的增加均有下降趨勢(shì)， 但下降的幅度則隨著喉部半徑系數(shù)的增加而減小。

由上面分析可以看出， 當(dāng)cR取較大值（0.7）時(shí)， 雖然在不同喉栓行程下， 總壓恢復(fù)系數(shù)都能保持最高值， 但喉栓上軸向力隨開度的上升趨勢(shì)較弱， 對(duì)氣室平衡壓力的控制提出了較高的要求， 鑒于目前試驗(yàn)中采用的是手動(dòng)調(diào)壓的方式， 所以很可能出現(xiàn)過調(diào)的情況， 無法達(dá)到原理驗(yàn)證的目的。 而當(dāng)選取較小的cR值（0.5）時(shí)， 可以看到喉栓上軸向力隨開度的上升趨勢(shì)較強(qiáng)， 但是較總壓恢復(fù)系數(shù)要低得多。 因此， 綜合考慮總壓損失以及保證方案可行， 最終選取喉部半徑系數(shù)為0.6。

4試驗(yàn)驗(yàn)證及分析

氣控喉栓式可調(diào)噴管冷試原理驗(yàn)證試驗(yàn)連接如圖8所示。

控制氣通過調(diào)壓閥連接高壓氣瓶， 并利用調(diào)壓閥手動(dòng)控制其輸出壓力。 試驗(yàn)過程中先開啟來流系統(tǒng)并調(diào)節(jié)至預(yù)先設(shè)定的壓力值， 隨后手動(dòng)調(diào)節(jié)控制氣室壓力做先上升后下降的變化過程， 試驗(yàn)過程中控制氣室壓力（P2）和來流壓力（P1）的變化情況如圖9所示。

圖中可以看出， 來流壓力在32 s開始趨于穩(wěn)定， 此時(shí)來流靜壓約0.83 MPa。 控制氣室調(diào)壓閥在43 s開始動(dòng)作， 之后控制氣室壓力迅速上升， 到約57.5 s時(shí)二者基本平衡。 進(jìn)一步提高控制氣室壓力， 則喉栓開始關(guān)閉運(yùn)動(dòng)， 喉部面積減小， 來流壓力也隨之增大。 在96 s時(shí)控制氣室壓力達(dá)到最大值1.9 MPa， 此時(shí)來流壓力也達(dá)到最大值2.3 MPa。 隨后調(diào)節(jié)控制氣室壓力逐步下降， 同樣的來流壓力也隨之呈下降趨勢(shì)， 到132 s時(shí)二者重新達(dá)到一致， 此時(shí)喉栓達(dá)到最大開度， 隨后進(jìn)一步降低控制氣室壓力， 來流壓力亦不隨之變化。

取喉栓動(dòng)作過程中來流壓力（P1）與控制氣室壓力（P2）的比值如圖10所示。

從圖中可以看出， 在喉栓動(dòng)作段內(nèi)來流壓力與控制氣室壓力之比呈先增加后減少的變化趨勢(shì)。 在喉栓關(guān)閉段內(nèi)， 喉部開度逐漸減小， 壓比則不斷增加， 反之， 在喉栓打開段內(nèi)， 喉部開度逐漸變大， 壓比則減小。 在打開和關(guān)閉的過程中， 壓比對(duì)同一開度的重復(fù)性較好。

5結(jié)論

噴管總壓恢復(fù)系數(shù)受喉栓行程的影響最大， 且隨著喉栓行程的增加， 總壓恢復(fù)系數(shù)呈加速下降趨勢(shì)； 受噴管收斂半角和喉部半徑系數(shù)影響相對(duì)較??； 喉部直段長度系數(shù)對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的影響很小， 可忽略。

喉栓表面力的變化主要受喉栓行程和喉部半徑系數(shù)的影響， 且隨著喉栓行程的增加， 喉栓表面力呈加速上升的趨勢(shì)， 隨喉部半徑系數(shù)的增加接近線性下降。

試驗(yàn)結(jié)果表明， 本文提出的氣控喉栓式可調(diào)噴管方案， 能夠通過調(diào)節(jié)控制氣室壓強(qiáng)實(shí)現(xiàn)對(duì)喉栓位置的調(diào)節(jié)， 最終實(shí)現(xiàn)噴管喉部面積的調(diào)節(jié)。 所采用的試驗(yàn)設(shè)計(jì)和基于仿真的優(yōu)化方法能夠滿足方案設(shè)計(jì)的要求。

參考文獻(xiàn)：

[1] 張淑慧， 胡波， 孟雅桃. 推力可控固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用及發(fā)展[J]. 固體火箭技術(shù)， 2002， 25（4）： 12-15.

Zhang Shuhui， Hu Bo， Meng Yatao. Application and Development of Controllable Solid Rocket Motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2002， 25（4） ： 12-15.（in Chinese）

[2] Smithkent R， Loh HT， Chwalowski P. Analytical Contouring of Pintle Nozzle Exit Cone Using Computational Fluid Dynamics， AIAA 1995-2877[R]. 1995.

[3] 李娟， 李江. 喉栓式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管性能影響研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2007， 27（3）： 154-160.

Li Juan， Li Jiang. Analysis for Nozzle Performance of Pintle Controllable Thrust Solid Rocket Motor[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2007， 27（3）： 154-160.（in Chinese）

[4] 唐金蘭， 宋慧敏， 李進(jìn)賢， 等. 基于動(dòng)網(wǎng)格的喉栓式推力可調(diào)噴管內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬[J].固體火箭技術(shù)， 2014， 37（5）： 634-639.

Tang Jinlan， Song Huimin， Li Jinxian， et al. Numerical Simulation of PintleControlled Nozzle Flow Field Based on Dynamic Grid[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2014， 37（5）： 634-639.（in Chinese）

[5] Moureau V， Lartigue G， Sommerer Y， et al.Numerical Methods for Unsteady Compressible MultiComponent Reacting Flows on Fixed and Moving Grids[J].Journal of Computational Physics， 2005， 202（2）： 710-736.

[6] 黃河峽， 譚慧俊， 周唯陽， 等.一種帶中心體的TBCC可調(diào)噴管的設(shè)計(jì)與仿真[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)， 2013， 45（5）： 658-664.

Huang Hexia， Tan Huijun， Zhou Weiyang， et al. Design and Computational Study of TBCC Variable Nozzle with Central Body[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics， 2013， 45（5）： 658-664.（in Chinese）

[7] 張留歡， 徐驚雷， 莫建偉. 二元非對(duì)稱噴管可調(diào)方案試驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào)， 2013， 34（4）： 772-778.

Zhang Liuhuan， Xu Jinglei， Mo Jianwei. Experimental Study of 2D Adjustable Asymmetric Nozzles[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2013， 34（4）： 772-778.（in Chinese）

[8] 范志鵬， 徐驚雷， 呂鄭， 等.型面旋轉(zhuǎn)變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].航空學(xué)報(bào)， 2014， 35（5）： 1216-1225.

Fan Zhipeng， Xu Jinglei， Lü Zheng， et al. Optimization Design of Variable Mach Number Wind Tunnel Nozzle by Rotating Profile[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2014， 35（5）： 1216-1225.（in Chinese）

[9] 李娟， 李江， 王毅林， 等.喉栓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究[J].固體火箭技術(shù)， 2007， 30（6）： 505-509.

Li Juan， Li Jiang， Wang Yilin， et al. Study on Performance of Pintle Controlled Thrust Solid Rocket Motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2007， 30（6）： 505-509.（in Chinese）

[10] 滑利輝， 田維平， 甘曉松， 等.喉栓式推力可調(diào)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管流場(chǎng)數(shù)值模擬[J].固體火箭技術(shù)， 2008， 31（4）： 344-349.

Hua Lihui， Tian Weiping， Gan Xiaosong， et al. Numerical Simulation on Steady Flow Field of Variable Thrust Motor Nozzle with Pintle[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2008， 31（4）： 344-349.（in Chinese）

[11] 成沉， 鮑福廷， 劉旸， 等.基于響應(yīng)面法的喉栓式噴管型面優(yōu)化設(shè)計(jì)[J].固體火箭技術(shù)， 2014， 37（1）： 47-51.

Cheng Chen， Bao Futing， Liu Yang， et al. Optimization Design for Contour of Pintle Nozzle Based on Response Surface Method[J]. Journal of Solid Rocket Technology， 2014， 37（1）： 47-51.（in Chinese）

Abstract： The structural design of the pintlecontrolled regulated nozzle is discussed. The key dimensions affecting the design and the objective of the optimization are analyzed. Through the experimental design and numerical simulation method， the optimal design of the key dimensions is realized. According to the design， the principle prototype and the cold experimental verification are finished. The experimental results show that the design principle of the pintlecontrolled regulated nozzle is feasible， and the simulation method can meet the requirements of the design and optimization of the program.

Key words： regulated nozzle； pintlecontrolled； experimental design； numerical simulation； optimization