发动机引流推力矢量方案的内流场分析

孙得川+由旭

摘要：对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析，比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响，结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大，燃烧室压力和温度变化不明显；引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数；引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例；引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当，均略小于引流通道喉部面积所占比例；引流造成主动量推力下降幅度明显。

关键词：固体火箭发动机；喷流；推力矢量；数值模拟

中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）05-0028-04

0 引言

空空导弹在大机动飞行时，空气动力舵面的控制效率小，无法满足控制要求，就需要采用推力矢量或者弹体侧向喷流产生（直接）侧向力来进行辅助控制[1-2]。

对于空空导弹来说，常规动力装置是固体火箭发动机，实现侧向力的传统方式是在喷管后部加装燃气舵或者绕流片来产生推力矢量。这种方式的缺点主要是：（1）响应慢，燃气舵或绕流片从接收控制信号到形成要求的控制力需要较长的时间；（2）燃气舵或绕流片受到高温两相燃气的冲刷和烧蚀，易出现故障；（3）主推力损失较大，侧向力有限。而采用气体二次喷流技术产生侧向力，则有气动响应迅速，对主推力影响小等优势，提高了空空导弹快速反应能力，是当前各军事强国都在积极研究发展的热点[3]。

产生气体二次喷流的方式有两种：一种是设计专门的气体发生器或者小发动机，一种是从发动机燃烧室引流。如果采用单独设计的气体发生器，其优点是设计灵活，易于满足侧向力要求，但

是工作时间有限，且占据较大的空间，大大增加了附加质量，这对于空空导弹是非常不利的。因此，从发动机燃烧室引流进行气体二次喷射是设计师很关注的问题。

从发动机燃烧室引流并侧向喷射，虽然会产生侧向力，但是引流会对主推力等参数产生影响，因此本文针对空空导弹发动机引流二次喷射方式进行方案研究和数值模拟，可为二次喷流侧向力系统设计提供参考依据。

摘要：对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析，比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响，结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大，燃烧室压力和温度变化不明显；引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数；引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例；引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当，均略小于引流通道喉部面积所占比例；引流造成主动量推力下降幅度明显。

关键词：固体火箭发动机；喷流；推力矢量；数值模拟

中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）05-0028-04

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空空导弹在大机动飞行时，空气动力舵面的控制效率小，无法满足控制要求，就需要采用推力矢量或者弹体侧向喷流产生（直接）侧向力来进行辅助控制[1-2]。

对于空空导弹来说，常规动力装置是固体火箭发动机，实现侧向力的传统方式是在喷管后部加装燃气舵或者绕流片来产生推力矢量。这种方式的缺点主要是：（1）响应慢，燃气舵或绕流片从接收控制信号到形成要求的控制力需要较长的时间；（2）燃气舵或绕流片受到高温两相燃气的冲刷和烧蚀，易出现故障；（3）主推力损失较大，侧向力有限。而采用气体二次喷流技术产生侧向力，则有气动响应迅速，对主推力影响小等优势，提高了空空导弹快速反应能力，是当前各军事强国都在积极研究发展的热点[3]。

产生气体二次喷流的方式有两种：一种是设计专门的气体发生器或者小发动机，一种是从发动机燃烧室引流。如果采用单独设计的气体发生器，其优点是设计灵活，易于满足侧向力要求，但

是工作时间有限，且占据较大的空间，大大增加了附加质量，这对于空空导弹是非常不利的。因此，从发动机燃烧室引流进行气体二次喷射是设计师很关注的问题。

从发动机燃烧室引流并侧向喷射，虽然会产生侧向力，但是引流会对主推力等参数产生影响，因此本文针对空空导弹发动机引流二次喷射方式进行方案研究和数值模拟，可为二次喷流侧向力系统设计提供参考依据。

摘要：对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析，比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响，结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大，燃烧室压力和温度变化不明显；引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数；引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例；引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当，均略小于引流通道喉部面积所占比例；引流造成主动量推力下降幅度明显。

关键词：固体火箭发动机；喷流；推力矢量；数值模拟

中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）05-0028-04

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空空导弹在大机动飞行时，空气动力舵面的控制效率小，无法满足控制要求，就需要采用推力矢量或者弹体侧向喷流产生（直接）侧向力来进行辅助控制[1-2]。

对于空空导弹来说，常规动力装置是固体火箭发动机，实现侧向力的传统方式是在喷管后部加装燃气舵或者绕流片来产生推力矢量。这种方式的缺点主要是：（1）响应慢，燃气舵或绕流片从接收控制信号到形成要求的控制力需要较长的时间；（2）燃气舵或绕流片受到高温两相燃气的冲刷和烧蚀，易出现故障；（3）主推力损失较大，侧向力有限。而采用气体二次喷流技术产生侧向力，则有气动响应迅速，对主推力影响小等优势，提高了空空导弹快速反应能力，是当前各军事强国都在积极研究发展的热点[3]。

产生气体二次喷流的方式有两种：一种是设计专门的气体发生器或者小发动机，一种是从发动机燃烧室引流。如果采用单独设计的气体发生器，其优点是设计灵活，易于满足侧向力要求，但

是工作时间有限，且占据较大的空间，大大增加了附加质量，这对于空空导弹是非常不利的。因此，从发动机燃烧室引流进行气体二次喷射是设计师很关注的问题。

从发动机燃烧室引流并侧向喷射，虽然会产生侧向力，但是引流会对主推力等参数产生影响，因此本文针对空空导弹发动机引流二次喷射方式进行方案研究和数值模拟，可为二次喷流侧向力系统设计提供参考依据。