張澤遠(yuǎn),邢國強(qiáng)

(1 中國空空導(dǎo)彈研究院， 河南洛陽 471009； 2 航空制導(dǎo)武器航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 河南洛陽 471009)

0 引言

采用氣體二次噴射推力矢量技術(shù)，能夠提高控制效率、降低消極質(zhì)量、提升工作穩(wěn)定性，是未來極具發(fā)展?jié)摿Φ耐屏κ噶考夹g(shù)，因此吸引國內(nèi)外學(xué)者開展大量理論與驗(yàn)證工作[1-8]。俄羅斯和烏克蘭在燃?xì)舛螄娚渫屏κ噶靠刂萍夹g(shù)的研究較為成熟，已在地對地固體戰(zhàn)略導(dǎo)彈“白楊/鐮刀”、三級潛射洲際彈道導(dǎo)彈“P-39”等發(fā)動機(jī)上獲得實(shí)際應(yīng)用，美國NASA蘭利研究中心開展了氣體二次噴射推力矢量方法和試驗(yàn)研究。近年來國內(nèi)開展了一些氣體二次噴射試驗(yàn)和仿真工作，研究成果和結(jié)論具有重要意義，但未來仍需結(jié)合實(shí)際應(yīng)用，對二次噴射的矢量控制機(jī)理和規(guī)律進(jìn)行深入研究。文中采用優(yōu)化方法對固體火箭發(fā)動機(jī)氣體二次噴射復(fù)雜干擾噴管內(nèi)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究了二次噴射流與主流相互耦合作用機(jī)制以及二次噴射推力矢量流動機(jī)理，分析了不同噴射參數(shù)對氣體二次噴射流場特征及側(cè)向控制力的影響規(guī)律。

1 物理模型和計(jì)算方法

文中選擇三維有粘N-S方程及k-ε湍流模型描述燃?xì)庵髁骱投瘟髦g的相互作用過程，流體介質(zhì)為高溫、高壓可壓縮燃?xì)猓雎曰瘜W(xué)反應(yīng)、質(zhì)量力和熱輻射影響。為保證計(jì)算精度，全部采用六面體網(wǎng)格。固體火箭發(fā)動機(jī)產(chǎn)生高溫燃?xì)?，流向主噴管，進(jìn)口總壓為10 MPa，總溫為3 000 K。二次射流入口給定壓力邊界，考慮噴射位置與角度、二次流總溫與總壓的影響。主流和二次流在主噴管的擴(kuò)散段混合，混合后出口為地面環(huán)境。研究對象為高速可壓縮流動，求解時網(wǎng)格劃分較密，采用耦合隱式算法求解能量和動量方程，能較快得到收斂解。

圖1 噴管氣體二次噴射結(jié)構(gòu)示意

2 計(jì)算結(jié)果及交互作用分析

分析的影響因素及水平見表1。為了獲得條件與結(jié)果之間規(guī)律性的認(rèn)識，找出影響側(cè)向控制力的噴射流物理參數(shù)、噴射孔位置、角度以及噴管幾何參數(shù)的主效應(yīng)和交互作用，得到較優(yōu)的結(jié)果，對噴射位置、噴射角度、二次流總壓和二次流總溫做DOE組合設(shè)計(jì)，考慮A×B、B×C的交互作用，選取L27(313)正交表，表頭設(shè)計(jì)見表2。

表1 因素水平

矢量角定義為δ=arctan(Fn/Fa)，F(xiàn)n為發(fā)動機(jī)所受的側(cè)向力，F(xiàn)a為發(fā)動機(jī)所受軸向力。軸向力和側(cè)向力均由對矢量噴管出口截面的壓強(qiáng)和動量積分得到。

表2 表頭設(shè)計(jì)

通過主效應(yīng)影響分析(圖2)：二次射流噴射的位置、二次射流總壓對矢量角影響較大，而二次射流的噴射角度、二次流總溫對矢量角影響較小。采用通用線性回歸進(jìn)行方差分析發(fā)現(xiàn)：A、B、C、D4個因素變化對矢量角總的貢獻(xiàn)率為 66.10%；其中A的貢獻(xiàn)率為24.2%，B為0.57%，C為36.94%，D為4.4%。如果不考慮因素間的交互作用，則選取好的因素水平組合為A3B1C3D1。AB的交互作用見表3，BC的交互作用見表4。從AB二元表分析看，A3B2或A3B3搭配組合獲得的矢量角平均值較大；而從BC二元表分析看，B2C3搭配組合獲得的矢量角平均值較大。所以因素B應(yīng)取B2，此時滿足A×B，B×C交互作用的最好搭配?？偨Y(jié)出獲得最大矢量角的組合方式：噴射位置為91.8 mm，噴射角度0°，二次流總壓6 MPa，二次流總溫300 K。

圖2 主效應(yīng)影響分析

表3 AB二元表 (°)

表4 BC二元表 (°)

3 噴管內(nèi)流場分析與試驗(yàn)驗(yàn)證

參考總結(jié)出的獲得最大矢量角組合方式，確定氣體二次噴射推力矢量控制方案：從附近的燃?xì)獍l(fā)生器引入二次流，噴射位置在主噴管擴(kuò)散中間，噴射角度為0°，二次流總壓6 MPa，二次流總溫1 500 K。

3.1 主次流干擾噴管內(nèi)流場分析

圖3為二次噴射矢量噴管內(nèi)橫向和縱向剖面馬赫數(shù)分布圖，分析流場結(jié)構(gòu)發(fā)現(xiàn)射流出口壓強(qiáng)高于附近主流，射流在主流區(qū)迅速膨脹，但是射流出口會受到超聲速流壓縮。當(dāng)二次射流總壓增大到一定程度，弓形激波就會越過中心線，逼近下壁面。繼續(xù)增大二次流總壓，弓形激波就與下壁面相交，產(chǎn)生反射激波，干擾到下壁面邊界層，造成對應(yīng)位置的邊界層分離。改變噴射條件，不會改變主次流干擾流場結(jié)構(gòu)，會改變分離區(qū)域的大小。二次噴射口區(qū)域存在高壓區(qū)和低壓區(qū)，這是由于存在流動邊界層與激波的相互干擾形成高壓區(qū)，氣體劇烈膨脹和噴流引射作用導(dǎo)致噴口下游存在低壓區(qū)，兩者綜合作用形成主次流干擾機(jī)理。

圖3 二次噴射矢量噴管馬赫數(shù)分布

表5 主、副發(fā)動機(jī)尺寸

尺寸主發(fā)動機(jī)副發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)徑D/mm13596噴管喉徑d/mm11.24.3噴管擴(kuò)張半角α/(°)1212噴管擴(kuò)張比(de/dt)2.71.5

3.2 試驗(yàn)測試與分析

根據(jù)總結(jié)出的最大矢量角組合方式及參數(shù)，開展試驗(yàn)驗(yàn)證。主、副發(fā)動機(jī)尺寸如表5所示，主發(fā)動機(jī)和燃?xì)獍l(fā)生器采用同一種低溫雙基藥，基本性能參數(shù)見表6。采用六分力測試系統(tǒng)完成主推力、側(cè)向力測試。

表6 低溫雙基藥基本性能

試驗(yàn)照片如圖4。對噴管出口界面進(jìn)行壓強(qiáng)和速度積分，得到主推力和側(cè)向力值，F(xiàn)A=940 N，F(xiàn)N=95 N，δp=argtan(FN/FA)=5.8°。而試驗(yàn)測試結(jié)果如圖5所示，測得的主推力為1 000 N，側(cè)向力為100 N，矢量角為5.7°。仿真計(jì)算矢量角與試驗(yàn)實(shí)測相差2%，驗(yàn)證了數(shù)值模擬的正確性和有效性。

4 結(jié)論

對氣體二次噴射推力矢量發(fā)動機(jī)的噴管內(nèi)流場進(jìn)行了模擬，得到二次射流與主流干擾的激波系結(jié)構(gòu)，優(yōu)化噴射參數(shù)總結(jié)出最大矢量角組合方式，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了優(yōu)化方案。

1)通過DOE設(shè)計(jì)與交互作用分析，發(fā)現(xiàn)影響氣體二次噴射推力矢量角δ的主次順序?yàn)椋憾螄娚涞奈恢?、二次流總壓、二次流總溫、噴射位置與噴射角度的交互作用，噴射角度與二次流總壓的交互作用，噴射角度。

圖4 試驗(yàn)后照片

圖5 推力測試曲線

2)在相同的二次射流總壓條件下，帶一定角度的逆流噴射比垂直噴射、順流噴射的側(cè)向力大；二次流總溫減少時，使得由小股噴流動量引起的側(cè)向力升高，推力矢量偏角略微增加。

3)研究氣體二次噴射復(fù)雜噴管內(nèi)流場，分析詳細(xì)流場結(jié)構(gòu)，得到邊界層與激波的相互干擾機(jī)理。根據(jù)總結(jié)出的最大矢量角組合方式及參數(shù)，開展試驗(yàn)研究，優(yōu)化方案的矢量角為5.7°。