气压变化对续航发动机推力的影响研究

刘佳文, 王兴平, 王 龙

(1 63961部队，北京 100000； 2 西安现代控制技术研究所，西安 710065)

0 引言

目前，单兵无控火箭主要将提高炮口初速及增加续航发动机作为提高弹体最大速度来减小风偏和提高有效射程的手段。某型火箭弹上，续航发动机采用了一种独特的结构布局如图1所示。该发动机采用续航发动机与发射发动机串联方式，使其结构紧凑，以满足火箭弹对续航发动机的空间约束和续航能量的要求。在该种续航发动机的设计过程中，如何周全考虑续航发动机本身与外部结构布局，使之适用于不同海拔环境将成为不可逾越的关键性问题。

图1 续航发动机示意图

1 问题现象及分析

1.1 问题描述

某次高海拔地区试验中，在发射发动机及续航发动机正常工作的情况下，多发弹速度较之于正常状态速度显著偏小，造成脱靶。不同海拔条件下，速度-时间曲线对比如图2所示。

图2 不同海拔条件下速度-时间曲线

高海拔条件速度较低的主要原因在于续航发动机推力不足，即总冲利用率不高。通常，高海拔条件下，由于空气密度小、气压低，导弹所受空气阻力小，其速度应较之于海平面条件下有所提高。但由于发射发动机和续航发动机采用串联式布局结构，在海拔5 000 m条件下，其外界气压较之于海平面下降幅度较大，发射发动机的壳体及喷管处流场环境对续航发动机推力可能会有较大影响。

1.2 问题理论分析

令喷口静压为Pe，大气压为Pa。固体火箭发动机燃气流场随着二者比值的变化而变化。当1≤Pe≤Pa≤2时，燃气射流为中度欠膨胀燃气射流；当Pe/Pa>2时，燃气射流为高度欠膨胀燃气射流。当Pe/Pa≈1.1时，燃气流核心开始建立相交斜激波；随着压强比的增加，激波最初的几个波节变长变宽；当Pe/Pa≥2时，射流在喷管唇部发散形成一束扇形膨胀波族[1]。

图3 中度欠膨胀燃气射流图

图4 高度欠膨胀燃气射流

根据设计，续航发动机在海拔0 m时Pe/Pa≤2，为中度欠膨胀燃气射流；海拔5 000 m时Pe/Pa>2，为高度欠膨胀燃气射流。由于续航级发动机喷管出口气流在海拔5 000 m处于高度欠膨胀状态，喷管出口燃气流激波角过大，发动机尾流场包迹线可能超过发射发动机内壳边界，从而与发动机内壳产生干涉。由此而产生激波和膨胀波的相交和反射，造成推力的严重损失。

2 仿真验证与模拟试验验证

2.1 数字仿真验证

为验证上述结论，采用ANSYS软件对发动机内部燃气流场进行仿真。图7与图8表明，海拔5 000 m环境下，续航发动机工作时燃烧室内的温度明显高于海拔0 m条件下温度。这表明续航发动机的燃气有回流现象，即发射发动机的壳体对续航发动机的燃气流产生了一定的影响。

图5 ANSYS海拔0 m时的流场压强分布

图6 ANSYS海拔5 000 m时的流场压强分布

图7 ANSYS海拔0 m时的温度分布

图8 ANSYS海拔5 000 m时的温度分布

文中还采用FLUNT软件计算燃气流场云图。图9与图10更为直接地表明，当环境压强降低到23 kPa时，续航级发动机的尾流场外包迹线超过发射发动机内壳边界，即发射发动机喷管型面干涉续航发动机尾流场，从而导致发动机推力损失。

图9 FLUNT 0.1 MPa压强下速度云图

综上所述，随着海拔高度增加和外界大气压强的减小，续航发动机火焰束直径有显著增加，续航发动机燃气流场将与发射发动机内壳相互作用并出现气流壁面分离现象，从而造成推力损失。

图10 FLUNT 23 kPa压强下速度云图

2.2 低气压模拟试验验证

为进一步验证数字仿真结果的正确性，进行了低气压模拟试验，以便对高海拔条件下续航发动机工作性能进行测试。不同海拔条件下，推力模拟试验结果如图11～图14所示。

图11 1#续航发动机海拔0 m时的推力曲线

图12 2#续航发动机海拔3 000 m时的推力曲线

图13 3#续航发动机海拔4 500 m时的推力曲线

图14 4#续航发动机海拔5 000 m时的推力曲线

试验现象如下：1#、2#续航发动机正常工作，且产生推力正常；3#续航发动机产生推力略低于正常值；4#续航发动机推力仅为正常值的1/3左右，与实弹测试结果一致，且发动机燃烧室壳体内壁有明显的熏黑痕迹。

试验结果表明：在海拔5 000 m条件下，续航发动机燃气流确实与发射发动机燃烧室壳体产生相互作用，从而造成了推力的损失。

3 改进方案及结果

续航发动机总冲利用率不高，其根本原因在于喷口静压Pe与大气压Pa匹配性发生变化，其比值超过临界点。为改善二者压差，可通过降低续航发动机出口压强Pe，从而改变续航发动机燃气流场，进而减弱甚至避免燃气流与发射发动机壳体之间的相互干涉。

考虑到调整的简单性和可行性，仅对续航发动机喷管做局部小调整，即调整其喷管的扩张比，避免引起其他部组件及总体结构大的变化。某组改进后的高原验证试验弹实测速度曲线如图15所示。显然，改进续航发动机推力在高海拔地区表现的一致性较好，且总冲无损失，弹药速度与海拔0 m一致，可基本适应5 000 m高原带来的环境气压变化。

图15 改进后海拔5 000 m实测速度曲线

4 结论

发射发动机与续航发动机的串联设计，使得火箭弹结构紧凑、质量轻，速度高。随之而来的难点在于如何周全考虑续航发动机本身与外部结构布局，使之适用于不同海拔环境。

文中针对某型续航发动机在高海拔地区试验中出现的速度过低(即推力不足)问题，分析其设计中存在的缺陷，指出问题在于喷管出口静压与环境气压压差匹配性随海拔的不同发生变化，造成燃气流场的改变。

针对该问题，提出如下一种简单易行改革方案：针对续航发动机喷管的扩张比进行调整，使得在不同海拔条件下，续航发动机喷口静压与大气压的比值稳定在特定范围内，保证续航发动机燃气流场与发射发动机壳体不发生干涉。经试验验证该方案切实有效，且对原设计改动较小，工程实用性强，可行性高。