一种脉冲固体火箭发动机内流场数值分析*

尹自宾，房 雷

（1中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009;2航空制导武器航空科技重点实验室，河南洛阳 471009）

0 引言

固体火箭发动机具有结构简单、性能可靠、贮存方便等优点，是空空导弹的主要推进手段。随着空空导弹武器攻击目标的速度、机动性不断提高，对导弹的反应速度、射程和末速度等提出了更高的要求，固体火箭发动机在能量可控性方面的不足显得较为突出。

为此，各国都在寻求提高固体火箭发动机能量可控性的有效方法，其中脉冲固体火箭发动机应用前景广阔，国内外开展了大量的研究工作［1－3］。文中依据空空导弹的使用要求，采用一种隔板式级间隔离装置（以下简称隔板），实现发动机脉冲工作。受隔板的影响，燃烧室内流道截面剧烈变化，隔板前后燃气流动极度紊乱，发动机总压损失增加、热防护层烧蚀严重。针对上述问题，文中优选出三种隔板方案，进行发动机内流场仿真，分析隔板开孔型式、位置以及面积对燃气流动的影响，为隔板优化设计提供参考。

1 技术方案

文中研究的脉冲发动机由3个装药壳体、3个点火器、两个隔板以及顶盖组合、喷管组合等组成，各脉冲装药之间用隔板隔开，独立点火，结构方案见图1。为了研究隔板开孔型式、位置、面积对燃气流动、绝热烧蚀的影响，通过结构方案筛选，优选出图2所示A、B、C三种方案隔板进行仿真分析，其开孔通气面积比SA∶SB∶SC=1.05∶1∶1.2。

图1 脉冲发动机结构示意图

图2 数值仿真隔板方案

2 计算模型

2.1 假设条件

针对该脉冲发动机，对其流场数值计算作如下假设:

1）燃气均为理想气体，服从理想气体状态方程，且比热不变;

2）推进剂的燃烧瞬时完成、完全反应，在流动过程中，均不再发生化学反应，燃气物理性质均匀。

2.2 控制方程与湍流模型

选择雷诺平均可压缩N-S方程作为数值计算控制方程，湍流模型选择标准的k-ε两方程模型，应用标准壁面函数计及壁面效应。

2.3 边界条件

一脉冲工作时，隔板对流场没有影响，不予考虑。二、三脉冲工作时，根据流场对称特性，对流场计算区域进行简化，如图3所示。

图3 仿真模型及边界条件

图3中的边界条件如下:

a）质量入口边界

质量流率 9.2 kg·s－1，总压 11.0 MPa，总温 3 500 K。

b）壁面边界

无速度滑移、绝热壁面边界，采用标准壁面函数处理。

c）对称面边界

沿对称面法向速度为零，各物理量在对称面上的梯度为零，与对称面相邻的所有点的压强、密度、温度、速度等值直接赋予对称面上各点。

d）出口边界

对于文中的计算模型，出口速度为超音速，采用压力外推确定。

2.4 计算网格

采用六面体网格，对网格的质量及数量进行控制，隔板及壁面附近网格加密，计算网格如图4所示。

图4 计算模型网格划分

3 仿真结果与分析

3.1 仿真结果

三种隔板发动机流场仿真计算结果如图5～图7。

速度等值线图显示，燃烧室内亚音速燃气在隔板前收敛加速并于隔板开孔处达到最大，流过开孔后，在隔板背壁区形成涡流，压迫燃气偏向发动机轴线，之后流动趋于平稳。在喷管内，燃气经加速以超声速流出发动机。

三种隔板状态下，燃气流动趋势基本一致。三脉冲工作时，前后两个隔板附近流动特性一致，且与二脉冲工作时相同。

图5 二脉冲工作时速度等值线图

3.2 隔板开孔型式对燃烧室热防护的影响

速度矢量图8显示，A隔板下游，背壁区域涡流强，轴线附近弱，涡流回流位置，燃气直接冲刷壳体绝热层，是造成烧蚀的主要原因。

图6 三脉冲工作时速度等值线图

图7 隔板下游沿燃烧室壁面速度随位置变化曲线

B、C隔板下游，仿真结果与A隔板类似，但是，由于燃烧室外圆处开孔面积大，背壁区壁面附近涡流弱，而轴线处涡流比A隔板强，致使燃气流与壁面交汇位置距离隔板更近，且燃气流速更高，导致燃烧室绝热层烧蚀更严重。

仿真云图测量显示，A隔板下游150 mm，B、C隔板下游100 mm，绝热层烧蚀最严重。发动机试车后，测量A隔板下游壳体绝热层剩余厚度δ（mm），将其与仿真结果对比，见图9。从图上可以看出，绝热层烧蚀最严重的位置在距A隔板下游142 mm附近，仿真计算结果与试验结果符合较好。

试验结果表明，A隔板导致燃烧室绝热层烧蚀最轻，其次是C隔板，B隔板烧蚀最严重。对比三种隔板开孔型式，开孔位置越集中于轴线，开孔面积分布越均匀，燃烧室绝热层烧蚀越轻。

图8 隔板下游局部速度矢量图

图9 A隔板仿真结果与试验结果对比

3.3 隔板开孔型式、开孔面积对隔板热防护的影响

推进剂燃烧后，凝相微粒含量高达30%，燃气流过隔板开孔时，造成隔板热防护层冲刷和烧蚀。

根据一维等熵流理论，隔板总开孔面积越小，燃气流速越高，隔板冲刷烧蚀越严重。将三种隔板的开孔尺寸列表对比，见表1，表中显示，A、B隔板开孔面积相当，A隔板面积稍大。理论上A、B隔板绝热层烧蚀应基本相当，但是对比速度云图（图5、图6）却发现，A隔板开孔处的最大流速大于B隔板，这就意味着A隔板绝热层烧蚀更严重;试车结果显示，A隔板开孔处热防护层烧蚀率比B隔板高30%以上。这表明，开孔处的燃气流速不仅与总开孔面积大小相关，还与隔板开孔面积与开孔周长之比相关。

表1 隔板开孔尺寸对比

对比三种隔板，总开孔面积一定的情况下，平均单个开孔面积越大，隔板绝热层烧蚀越轻。在考虑隔板的烧蚀时，需综合分析，尽量选择单个开孔面积大、开孔数量少的隔板型式。

3.4 隔板开孔面积对总压的影响

总压损失将导致发动机效率降低，性能下降，燃气在燃烧室内流动过程中，受隔板影响，流道截面剧烈变化，燃气流动紊乱，造成总压损失。表2中仿真结果显示，燃气经过隔板一次，总压损失0.3～0.5 MPa，这与 A隔板试验测得的 0.4 MPa损失基本一致。

表2 隔板前后仿真、试验压强差值

隔板附近的燃气流速越高，涡流越强，总压损失也就越多，不同隔板总压损失对比表明，隔板总开孔面积越大，总压损失越小。喉部面积一定时，在保证隔板强度的前提下，应尽可能增大隔板上的总开孔面积，以减小总压损失。

4 结论

通过脉冲发动机内流场仿真分析，得出以下结论:

1）隔板开孔型式、面积对燃烧室绝热层烧蚀影响较大，为了减轻烧蚀，隔板上的开孔应尽量集中于发动机轴线，面积分布尽量均匀。

2）隔板绝热层烧蚀不仅与隔板总开孔面积相关，还与隔板开孔面积和开孔周长之比相关，开孔型式选择时，应尽量选择平均单个开孔面积大、数量少的开孔型式。

3）隔板总开孔面积影响燃气流过隔板的总压损失，开孔面积越大，总压损失越小。喷管喉部面积一定时，保证隔板强度的前提下，尽量增大开孔面积。

［1］Harold Dahl，Barry Jones.Demonstration of solid propellant pulsemotor technologies，AIAA 96 －3157［R］.1996.

［2］李江，肖育民，何国强，等.双脉冲固体火箭发动机二次点火内视研究［J］.推进技术，1998，19（3）:61－64.

［3］朱光辰，胡克娴，王春利，等.一种双脉冲发动机的技术研究［J］.航空动力学报，1996，11（4）:365－368.

［4］王福军.计算流体动力学分析:CFD软件原理与应用［M］.北京:清华大学出版社，2004.

［5］A·C·科罗捷耶夫.固体火箭发动机气体动力学与热物理过程［M］.戴祖明，等译.北京:中国宇航出版社，2007.

［6］谢文超，徐东来，蔡选义，等.空空导弹推进系统设计［M］.北京:国防工业出版社，2006.