劉佳文, 王興平, 王 龍

(1 63961部隊(duì)，北京 100000； 2 西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所，西安 710065)

0 引言

目前，單兵無(wú)控火箭主要將提高炮口初速及增加續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)作為提高彈體最大速度來(lái)減小風(fēng)偏和提高有效射程的手段。某型火箭彈上，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)采用了一種獨(dú)特的結(jié)構(gòu)布局如圖1所示。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)串聯(lián)方式，使其結(jié)構(gòu)緊湊，以滿足火箭彈對(duì)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的空間約束和續(xù)航能量的要求。在該種續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)過程中，如何周全考慮續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)本身與外部結(jié)構(gòu)布局，使之適用于不同海拔環(huán)境將成為不可逾越的關(guān)鍵性問題。

圖1 續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖

1 問題現(xiàn)象及分析

1.1 問題描述

某次高海拔地區(qū)試驗(yàn)中，在發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)及續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的情況下，多發(fā)彈速度較之于正常狀態(tài)速度顯著偏小，造成脫靶。不同海拔條件下，速度-時(shí)間曲線對(duì)比如圖2所示。

圖2 不同海拔條件下速度-時(shí)間曲線

高海拔條件速度較低的主要原因在于續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力不足，即總沖利用率不高。通常，高海拔條件下，由于空氣密度小、氣壓低，導(dǎo)彈所受空氣阻力小，其速度應(yīng)較之于海平面條件下有所提高。但由于發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)和續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)采用串聯(lián)式布局結(jié)構(gòu)，在海拔5 000 m條件下，其外界氣壓較之于海平面下降幅度較大，發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體及噴管處流場(chǎng)環(huán)境對(duì)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力可能會(huì)有較大影響。

1.2 問題理論分析

令噴口靜壓為Pe，大氣壓為Pa。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鲌?chǎng)隨著二者比值的變化而變化。當(dāng)1≤Pe≤Pa≤2時(shí)，燃?xì)馍淞鳛橹卸惹放蛎浫細(xì)馍淞鳎划?dāng)Pe/Pa>2時(shí)，燃?xì)馍淞鳛楦叨惹放蛎浫細(xì)馍淞鳌．?dāng)Pe/Pa≈1.1時(shí)，燃?xì)饬骱诵拈_始建立相交斜激波；隨著壓強(qiáng)比的增加，激波最初的幾個(gè)波節(jié)變長(zhǎng)變寬；當(dāng)Pe/Pa≥2時(shí)，射流在噴管唇部發(fā)散形成一束扇形膨脹波族[1]。

圖3 中度欠膨脹燃?xì)馍淞鲌D

圖4 高度欠膨脹燃?xì)馍淞?/p>

根據(jù)設(shè)計(jì)，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)在海拔0 m時(shí)Pe/Pa≤2，為中度欠膨脹燃?xì)馍淞?；海? 000 m時(shí)Pe/Pa>2，為高度欠膨脹燃?xì)馍淞?。由于續(xù)航級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口氣流在海拔5 000 m處于高度欠膨脹狀態(tài)，噴管出口燃?xì)饬骷げń沁^大，發(fā)動(dòng)機(jī)尾流場(chǎng)包跡線可能超過發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)殼邊界，從而與發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)殼產(chǎn)生干涉。由此而產(chǎn)生激波和膨脹波的相交和反射，造成推力的嚴(yán)重?fù)p失。

2 仿真驗(yàn)證與模擬試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 數(shù)字仿真驗(yàn)證

為驗(yàn)證上述結(jié)論，采用ANSYS軟件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃?xì)饬鲌?chǎng)進(jìn)行仿真。圖7與圖8表明，海拔5 000 m環(huán)境下，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)燃燒室內(nèi)的溫度明顯高于海拔0 m條件下溫度。這表明續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)庥谢亓鳜F(xiàn)象，即發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體對(duì)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)饬鳟a(chǎn)生了一定的影響。

圖5 ANSYS海拔0 m時(shí)的流場(chǎng)壓強(qiáng)分布

圖6 ANSYS海拔5 000 m時(shí)的流場(chǎng)壓強(qiáng)分布

圖7 ANSYS海拔0 m時(shí)的溫度分布

圖8 ANSYS海拔5 000 m時(shí)的溫度分布

文中還采用FLUNT軟件計(jì)算燃?xì)饬鲌?chǎng)云圖。圖9與圖10更為直接地表明，當(dāng)環(huán)境壓強(qiáng)降低到23 kPa時(shí)，續(xù)航級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的尾流場(chǎng)外包跡線超過發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)殼邊界，即發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)噴管型面干涉續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)尾流場(chǎng)，從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失。

圖9 FLUNT 0.1 MPa壓強(qiáng)下速度云圖

綜上所述，隨著海拔高度增加和外界大氣壓強(qiáng)的減小，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)火焰束直徑有顯著增加，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鲌?chǎng)將與發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)殼相互作用并出現(xiàn)氣流壁面分離現(xiàn)象，從而造成推力損失。

圖10 FLUNT 23 kPa壓強(qiáng)下速度云圖

2.2 低氣壓模擬試驗(yàn)驗(yàn)證

為進(jìn)一步驗(yàn)證數(shù)字仿真結(jié)果的正確性，進(jìn)行了低氣壓模擬試驗(yàn)，以便對(duì)高海拔條件下續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能進(jìn)行測(cè)試。不同海拔條件下，推力模擬試驗(yàn)結(jié)果如圖11～圖14所示。

圖11 1#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)海拔0 m時(shí)的推力曲線

圖12 2#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)海拔3 000 m時(shí)的推力曲線

圖13 3#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)海拔4 500 m時(shí)的推力曲線

圖14 4#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)海拔5 000 m時(shí)的推力曲線

試驗(yàn)現(xiàn)象如下：1#、2#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作，且產(chǎn)生推力正常；3#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力略低于正常值；4#續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力僅為正常值的1/3左右，與實(shí)彈測(cè)試結(jié)果一致，且發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體內(nèi)壁有明顯的熏黑痕跡。

試驗(yàn)結(jié)果表明：在海拔5 000 m條件下，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鞔_實(shí)與發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體產(chǎn)生相互作用，從而造成了推力的損失。

3 改進(jìn)方案及結(jié)果

續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)總沖利用率不高，其根本原因在于噴口靜壓Pe與大氣壓Pa匹配性發(fā)生變化，其比值超過臨界點(diǎn)。為改善二者壓差，可通過降低續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)出口壓強(qiáng)Pe，從而改變續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鲌?chǎng)，進(jìn)而減弱甚至避免燃?xì)饬髋c發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)殼體之間的相互干涉。

考慮到調(diào)整的簡(jiǎn)單性和可行性，僅對(duì)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)噴管做局部小調(diào)整，即調(diào)整其噴管的擴(kuò)張比，避免引起其他部組件及總體結(jié)構(gòu)大的變化。某組改進(jìn)后的高原驗(yàn)證試驗(yàn)彈實(shí)測(cè)速度曲線如圖15所示。顯然，改進(jìn)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)推力在高海拔地區(qū)表現(xiàn)的一致性較好，且總沖無(wú)損失，彈藥速度與海拔0 m一致，可基本適應(yīng)5 000 m高原帶來(lái)的環(huán)境氣壓變化。

圖15 改進(jìn)后海拔5 000 m實(shí)測(cè)速度曲線

4 結(jié)論

發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)與續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)的串聯(lián)設(shè)計(jì)，使得火箭彈結(jié)構(gòu)緊湊、質(zhì)量輕，速度高。隨之而來(lái)的難點(diǎn)在于如何周全考慮續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)本身與外部結(jié)構(gòu)布局，使之適用于不同海拔環(huán)境。

文中針對(duì)某型續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)在高海拔地區(qū)試驗(yàn)中出現(xiàn)的速度過低(即推力不足)問題，分析其設(shè)計(jì)中存在的缺陷，指出問題在于噴管出口靜壓與環(huán)境氣壓壓差匹配性隨海拔的不同發(fā)生變化，造成燃?xì)饬鲌?chǎng)的改變。

針對(duì)該問題，提出如下一種簡(jiǎn)單易行改革方案：針對(duì)續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的擴(kuò)張比進(jìn)行調(diào)整，使得在不同海拔條件下，續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)噴口靜壓與大氣壓的比值穩(wěn)定在特定范圍內(nèi)，保證續(xù)航發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鲌?chǎng)與發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)殼體不發(fā)生干涉。經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證該方案切實(shí)有效，且對(duì)原設(shè)計(jì)改動(dòng)較小，工程實(shí)用性強(qiáng)，可行性高。