李斌*，王學(xué)占，劉仙名，2

1.中國空空導(dǎo)彈研究院，洛陽　4710092.航空制導(dǎo)武器航空科技重點實驗室，洛陽　471009

高溫舵氣進入舵機艙過程仿真與流動機理分析

李斌1，2，*，王學(xué)占1，劉仙名1，2

1.中國空空導(dǎo)彈研究院，洛陽471009
2.航空制導(dǎo)武器航空科技重點實驗室，洛陽471009

采用計算流體力學(xué)（CFD）方法研究了火箭發(fā)動機工作拖尾段高溫發(fā)動機燃氣進入舵機艙的物理現(xiàn)象。結(jié)合導(dǎo)彈實際飛行彈道參數(shù)變化特點和超聲速流場擾動不向前傳遞的空氣動力學(xué)理論，提出了簡化而不失真的非定常流場仿真方案，顯著縮短了仿真周期；復(fù)現(xiàn)了某型導(dǎo)彈實際飛行時舵機艙先被“抽氣”再進高溫燃氣的動態(tài)過程，并分析了高溫發(fā)動機燃氣進入舵機艙的流動機理，即在發(fā)動機工作段，導(dǎo)彈底端面壓強低于舵機艙內(nèi)壓強，舵機艙被“抽氣”，在拖尾段隨著燃燒室總壓降低，噴口附近的馬赫盤向?qū)椀锥嗣嬉苿樱箤?dǎo)彈底端面壓強增大且高于舵機艙內(nèi)壓強，高溫燃氣進入舵機艙燒毀電路致使導(dǎo)彈折斷；明確了某型導(dǎo)彈折斷故障產(chǎn)生的誘因，提出了改進措施和檢測方法，并得到了大量飛行靶試的驗證，解決了舵機艙熱防護結(jié)構(gòu)可靠性問題。

火箭發(fā)動機；導(dǎo)彈；超聲速；非定常流動；計算流體力學(xué)

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熱防護密封結(jié)構(gòu)的可靠性是飛行器總體設(shè)計中非常重要的指標(biāo)［1］，美國航天飛機“挑戰(zhàn)者”就是因密封圈失效導(dǎo)致飛行任務(wù)失敗，給航天發(fā)展帶來了巨大的損失，此后的美國“RSRM”項目為確認密封結(jié)構(gòu)的安全可靠性，進行了大量的測試［2］。正常式氣動布局空空導(dǎo)彈的舵機艙布置在彈體尾部，舵機艙與發(fā)動機尾噴管之間存在結(jié)構(gòu)縫隙，需要考慮采取密封措施。對于空空導(dǎo)彈而言，密封措施的可靠性主要面臨著兩個挑戰(zhàn)：①在空空導(dǎo)彈發(fā)動機工作時，發(fā)動機產(chǎn)生的高溫燃氣；②空空導(dǎo)彈在掛飛時經(jīng)歷長時間振動和飛行高度變化帶來的巨大溫差［3］。

在對某型空空導(dǎo)彈折斷殘骸進行仔細觀察后，發(fā)現(xiàn)舵機艙控制電路板上沾有深色附著物。經(jīng)理化分析確認該附著物含有較多的Al、Si、Cl元素，與發(fā)動機燃燒產(chǎn)物部分成份一致，因此根據(jù)工程經(jīng)驗推斷舵機艙與發(fā)動機尾噴管間的密封結(jié)構(gòu)失效，發(fā)動機高溫尾煙進入了舵機艙燒毀電路板致使導(dǎo)彈失控，導(dǎo)彈飛行攻角急劇增大，作用在導(dǎo)彈上的載荷超過設(shè)計值，引起導(dǎo)彈折斷。為驗證該推斷，筆者調(diào)研了大量的文獻，但由于該類問題的敏感性，公開報道的資料極少，從公開資料來看，一個可借鑒的經(jīng)驗是：德國和瑞典聯(lián)合研制的大型探空火箭“Maxus”在發(fā)射時，由于尾噴管保護罩的存在使主發(fā)動機排出的高溫燃氣進入保護罩內(nèi)部，燒穿液壓管路導(dǎo)致發(fā)射失敗［4］，Loh等采用二維軸對稱定常流動仿真研究了該現(xiàn)象，并給出了發(fā)動機高溫燃氣進入保護罩內(nèi)部的流動示意圖［5］。與Loh等研究尾噴管與其保護罩之間的開放式空腔不同，本文采用三維非定常仿真方法研究空腔通過窄縫與外部氣流的交換過程，模型更加復(fù)雜，方法更合適，得到的結(jié)果也更全面。文獻［6］對高速氣流橫掠過縫隙-腔體典型密封結(jié)構(gòu)的非定常過程進行了數(shù)值模擬，總結(jié)了密封結(jié)構(gòu)內(nèi)溫度等參數(shù)變化規(guī)律，但在該項工作中仍是采用二維模型，并且沒有發(fā)動機羽流干擾流場。

為復(fù)現(xiàn)導(dǎo)彈空中飛行時發(fā)動機高溫燃氣進入舵機艙的過程，并明確發(fā)動機尾煙何時進入以及如何進入舵機艙等關(guān)鍵問題，根據(jù)飛行條件開展了導(dǎo)彈非定常尾流場數(shù)值仿真工作。但非定常仿真所需的巨量計算時間與型號研制要求的快速反饋以及現(xiàn)有硬件資源相互矛盾，為此仔細分析彈道特點，并結(jié)合空氣動力學(xué)理論提出了簡化而不失真的非定常尾流場仿真方案，顯著縮短了非定常仿真周期。在此基礎(chǔ)上，本文分析了發(fā)動機高溫燃氣進入舵機艙的流動機理以及舵機艙電路板處氣體的溫度，研究了彈道條件和縫隙尺度的影響，提出了密封有效性的檢測指標(biāo)等關(guān)鍵問題。

1　計算方法

1.1計算模型

以某型空空導(dǎo)彈幾何外形建模，模型包括固體火箭發(fā)動機和舵機艙。建模時，在分析了主次要影響因素后，將舵機艙內(nèi)部復(fù)雜結(jié)構(gòu)進行了等效體積簡化，但保留了關(guān)鍵的電路板結(jié)構(gòu)，如圖1所示。在舵機艙殼體與尾噴管間設(shè)置一縫隙，并使該縫隙呈月牙形分布，該縫隙連通導(dǎo)彈底端面和舵機艙內(nèi)部，如圖1和圖2所示。縫隙的最大和最小高度分別為0.4 mm和0.25 mm，連通舵機艙與導(dǎo)彈底端面縫隙的長度均為25 mm。

圖1　計算模型Fig.1　Computational model

上述計算模型給流場仿真帶來了兩方面的難題：①幾何模型復(fù)雜，計算域特征尺度相差萬倍；②流動現(xiàn)象復(fù)雜，含來流與發(fā)動機羽流場干擾、空腔流動（舵機艙）和窄縫流動。

圖2　舵機艙與尾噴管間的縫隙形式Fig.2　Gap between control section and exhaust nozzle

1.2控制方程組

控制方程為任意坐標(biāo)系下守恒型的雷諾平均方程組［7-8］，具體表達式為

式中：Q為守恒通量；F、G 和H為對流項；Fv、Gv和Hv為黏性項；t為時間；ξ、η和ζ為坐標(biāo)系的3個方向；Re為雷諾數(shù)。

控制方程組中對流項采用TVD（Total Variation Diminish）格式離散，黏性項采用中心差分格式，采用當(dāng)?shù)貢r間步長和多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂，非定常仿真時采用雙時間步求解［7］。湍流模型為Menter-SST［9］模型。

1.3邊界條件

仿真所用到的邊界條件分為遠場邊界條件（即無反射遠場邊界條件）、固壁無滑移絕熱邊界條件和對稱邊界條件，其中遠場邊界條件由基于一維流動特征關(guān)系式的局部一維Riemann不變量方法推得。

發(fā)動機入口給定為總壓與總溫條件，且隨發(fā)動機工作時間變化。

在非定常仿真中還用到了Profile邊界條件，即指定參數(shù)型邊界條件。

1.4初始條件

定常仿真時將遠場參數(shù)作為外流場初始條件，舵機艙內(nèi)壓強與溫度采用遠場參數(shù)，速度設(shè)定為一小量。非定常仿真時將定常仿真結(jié)果作為初始流場。

1.5坐標(biāo)系定義

本文采用的坐標(biāo)系定義如下：坐標(biāo)原點位于導(dǎo)彈頭部尖點，x軸正向指向彈體尾部，y軸向上為正，z軸正向由右手定則確定。

本文中以舵機艙內(nèi)監(jiān)測點x向速度小于零作為判斷舵機艙開始進高溫燃氣的依據(jù)。

2　仿真條件

2.1計算網(wǎng)格

采用半模網(wǎng)格仿真，包含結(jié)構(gòu)/非結(jié)構(gòu)化混合網(wǎng)格約630萬，壁面法向第一層網(wǎng)格的y+＜300，符合采用壁面函數(shù)的要求。為提高復(fù)雜表面外形邊界層黏性捕捉精度，在舵軸處采用了先進的各向異性網(wǎng)格技術(shù)［10］。在舵機艙這類空腔流動中，由于流動速度較低且不需要捕捉黏性，采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，但在電路板附近仍是結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，如圖3和圖4所示。

圖3　舵軸處各向異性網(wǎng)格Fig.3　Anisotropic mesh on hinge

2.2發(fā)動機參數(shù)

發(fā)動機高溫燃氣進入舵機艙至少需要3個必要條件；①在舵機艙與導(dǎo)彈底端面存在結(jié)構(gòu)縫隙；②舵機艙內(nèi)壓強低于導(dǎo)彈底端面壓強；③導(dǎo)彈具有一定的飛行速度。顯然，只需通過理論分析或流場仿真證明存在舵機艙內(nèi)壓強低于導(dǎo)彈底端面壓強的狀態(tài)，且發(fā)動機未完全熄火，則高溫燃氣會進入舵機艙。

圖4　縫隙與監(jiān)測點A、B和CFig.4　Gap and monitor points A，B and C

本文首先根據(jù)理論分析給出，在發(fā)動機工作的拖尾段（定義為發(fā)動機燃燒室總壓P0小于P之后至完全熄火之前，見圖5），導(dǎo)彈底端面壓強Pb隨發(fā)動機燃燒室壓強P0曲線非單調(diào)變化，而是先下降再升高，這就可能使導(dǎo)彈底端面氣體進入舵機艙。當(dāng)然這里隱含了舵機艙與發(fā)動機尾噴管間縫隙足夠大、舵機艙內(nèi)壓強與導(dǎo)彈底端面壓強能夠瞬態(tài)平衡的假設(shè)。

圖5　導(dǎo)彈底端面壓強與火箭發(fā)動機內(nèi)總壓Fig.5　Pressure at missile base and total pressure inrocket engine

根據(jù)舵機艙內(nèi)與導(dǎo)彈底端面壓強瞬態(tài)平衡的假設(shè)，從發(fā)動機工作進入拖尾段時刻t=9 s開始進行非定常仿真，至發(fā)動機工作結(jié)束。

2.3飛行參數(shù)

在發(fā)動機拖尾段，實際飛行彈道有兩個顯著的特點。

首先是飛行高度、馬赫數(shù)和攻角變化非常小，本文據(jù)此簡化為固定來流條件，其中飛行高度H=5.2km，飛行馬赫數(shù)為3.4，飛行攻角與舵偏角皆為0°。本文簡單分析了簡化條件對導(dǎo)彈底端面壓強的影響，根據(jù)理論分析，導(dǎo)彈底端面壓強與馬赫數(shù)平方成反比［11-12］，在仿真時間段飛行馬赫數(shù)在3.3～3.5范圍內(nèi)，因此采用平均馬赫數(shù)3.4引入了約0.5％的誤差。圖6中給出了采用固定高度與實際飛行高度對應(yīng)的壓強差，由圖可看出，固定飛行高度5.2km造成的壓強差最大值為532Pa，僅相當(dāng)于環(huán)境壓強的1.1％。通過誤差分析，認為采用固定飛行參數(shù)的假設(shè)在工程上是可以接受的。

圖6　固定飛行高度引起的壓強差Fig.6　Pressure difference with fixed flight height

其次是在導(dǎo)彈以超聲速飛行，而超聲速流場具有擾動不向前傳遞的空氣動力學(xué)理論特性［13-14］時，可以引入剖面邊界條件（Profile Boundary Condition，PBC）技術(shù)。

根據(jù)飛行彈道參數(shù)變化小和超聲速擾動不向前傳遞的理論，提出了新的非定常仿真方案，具體實施過程如下。

首先對傳統(tǒng)計算域進行定常仿真，遠場條件為t=9s時刻對應(yīng)的來流參數(shù)；然后從前一定常仿真結(jié)果提取剖面邊界條件，如圖7所示，作為從傳統(tǒng)計算域中剝離出非定常尾流場仿真區(qū)域的入口邊界條件，對該區(qū)域進行定常仿真；最后以第2步中的定常仿真結(jié)果作為初始條件開展非定常仿真。

這種簡化的仿真方案具有以下3個特點：①采用剖面邊界條件技術(shù)大幅減小了非定常仿真區(qū)域（見圖7），減少了計算網(wǎng)格和計算量，顯著縮短了非定常仿真周期；②保留了舵、翼面和電纜罩等前彈體的影響；③對所關(guān)心的導(dǎo)彈底部與舵機艙區(qū)域的仿真結(jié)果影響很小。

圖7　計算域與邊界條件Fig.7　Computational domain and boundary conditions

3 仿真結(jié)果

3.1高溫燃氣進入舵機艙過程分析

圖8給出了監(jiān)測點速度V與壓強P隨時間變化的曲線，監(jiān)測點A、B和C分別位于垂直對稱面內(nèi)的舵機艙、縫隙中部和彈體底部，見圖4。

從圖8中的壓強P曲線可以看出，在t＜9.62s時，舵機艙內(nèi)壓強高于彈體底部壓強，使舵機艙內(nèi)氣體向彈體底部流出，對應(yīng)時刻的監(jiān)測點速度為正。隨著舵機艙內(nèi)氣體的流出，舵機艙內(nèi)壓強進一步降低；在t=9.62s時，舵機艙內(nèi)壓強與彈體底部壓強以及氣體黏性作用平衡，各監(jiān)測點的速度為零，舵機艙內(nèi)氣體不再向外流出；在10.4s＞t＞9.62s時，彈體底部壓強高于舵機艙內(nèi)壓強，使導(dǎo)彈底部氣體進入舵機艙，對應(yīng)時刻的監(jiān)測點速度為負。但隨著氣體的進入，舵機艙內(nèi)壓強進一步升高，直至舵機艙內(nèi)壓強與彈體底部壓強再次平衡。

從圖8還可以看出，監(jiān)測點速度最大值發(fā)生在舵機艙與彈體底部壓強差最大的t=9.8 s時，這是由于窄縫內(nèi)為壓力驅(qū)動流動，舵機艙內(nèi)與彈體底部壓強的差量為流動的驅(qū)動力。可以推測，縫隙越小，氣體黏性效應(yīng)越顯著，同樣的壓差作用下，流動的速度量值小。

圖8　監(jiān)測點速度與壓強Fig.8　Velocity and pressure of monitor points

3.2舵機艙內(nèi)電路板溫度變化

圖9給出了舵機艙內(nèi)電路板表面溫度在不同時刻的分布，圖中黑色線表示縫隙，紅色表示高溫，藍色表示低溫。該圖表明：①最大縫隙處尾煙首先到達電路板，且該處溫度最高；②溫度從最大縫隙處沿周向逐漸降低；③進入氣體在t=10.4s時達到最高溫度，約1 700K，但在舵機艙進煙結(jié)束后，舵機艙內(nèi)氣體溫度并未迅速下降，在10.6s時最高溫度仍接近1 600K。圖10給出了對應(yīng)時刻的對稱面內(nèi)流場溫度分布云圖，清晰地再現(xiàn)了發(fā)動機高溫燃氣通過縫隙進入舵機艙的過程以及溫度分布。

圖9　電路板溫度分布云圖Fig.9　Temperature contour on circuit board

3.3縫隙尺寸影響

為進一步分析縫隙大小d對舵機艙內(nèi)進高溫燃氣過程的影響，將d=0.4mm縫隙分別改為d=0.2mm和d=0.1mm并開展了相應(yīng)狀態(tài)的非定常流場仿真。圖11給出了舵機艙內(nèi)電路板溫度T變化的對比曲線，該圖表明：當(dāng)縫隙減小時，氣體黏性效應(yīng)影響增大，在相同驅(qū)動壓強差下進氣速度減小，進氣持續(xù)時間縮短，這意味著進氣量和熱量都變少，因此電路板上溫度降低；當(dāng)縫隙減小時，舵機艙內(nèi)壓強與彈體底端面壓強不再瞬態(tài)平衡，舵機艙內(nèi)壓強變化越發(fā)滯后于彈體底端面壓強。彈體底部壓強與縫隙大小無關(guān)，因此各種縫隙大小條件下彈體底部壓強都在t=9.62s時刻最小，此時舵機艙內(nèi)壓強高于彈體底部壓強且繼續(xù)下降，而彈體底部壓強將隨時間上升，直至彈體底部壓強高于舵機艙內(nèi)壓強時高溫燃氣進入舵機艙，縫隙d越小，高溫燃氣進入舵機艙的時刻越靠后，參見圖5和圖8的曲線變化。

圖10　對稱面溫度分布云圖Fig.10　Temperature contour on symmetry plane

圖11　縫隙大小對最大溫度的影響Fig.11　Gap effect on maximum temperature

4　流動機理分析

圖12給出了不同時刻流場壓強分布云圖。圖中：Pj為燃燒室壓強，Tj為燃燒室溫度，Pin為舵機艙內(nèi)壓強，Pout為導(dǎo)彈底端面壓強，紅色表示高壓區(qū)，藍色表示低壓區(qū)，同一顏色代表壓強相等。

導(dǎo)彈掛飛至飛行結(jié)束的過程可以按照其流場特點分為以下幾個時間段：

1）掛飛段。由于導(dǎo)彈掛飛時間較長，發(fā)射前舵機艙內(nèi)外氣體壓強已達到平衡，可以認定此時舵機艙內(nèi)壓強等于在掛飛狀態(tài)時導(dǎo)彈底端面的壓強。

2）加速段。當(dāng)導(dǎo)彈點火后，由于導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)迅速增大，底部壓強降低，在導(dǎo)彈到達最大馬赫數(shù)時底部壓強最小，若此刻發(fā)動機徹底不工作，則底部壓強隨著馬赫數(shù)降低而逐漸升高。但發(fā)動機存在拖尾段，導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)最大時是推力與阻力平衡時刻，此后發(fā)動機燃燒室仍有推力，即為發(fā)動機工作拖尾段。

3）拖尾初始段。尾流場存在著兩個激波，即超聲速來流與噴流形成的斜激波和噴流膨脹形成的桶形激波，斜激波與桶形激波相交形成一個激波干擾面。在t＜9.62s時，隨著燃燒室總壓的下降，斜激波與桶形激波的強度都在減弱，激波干擾面壓強降低，且影響范圍減小，桶形激波及馬赫盤內(nèi)部的充分膨脹區(qū)向底端靠近，故底端面壓強Pout持續(xù)下降，至t=9.6s時降至最小值Pout=8 766Pa，此時舵機艙內(nèi)壓強Pin=9 403Pa，燃燒室壓強為0.30MPa。顯然Pout＜Pin，此刻舵機艙仍向外漏氣。底端面壓強最小值Pout=8 766Pa表明其最小值發(fā)生在導(dǎo)彈最大飛行馬赫數(shù)之后，且量值更小。

4）拖尾中段。在t=9.62s時，噴流出口壓強持續(xù)降低導(dǎo)致馬赫盤向噴口移動，激波干擾面更靠近底端面，使導(dǎo)彈底端面壓強升高，如t=9.63 s時，Pin=9 306Pa＜Pout=9 653Pa，舵機艙已經(jīng)進煙。但在t=9.8 s時，燃燒室壓強過小，導(dǎo)致噴流在擴張段噴口前分離形成分離斜激波，相應(yīng)地桶形激波和激波干擾面消失，該時刻起底端面壓強受分離斜激波作用繼續(xù)增大。當(dāng)Pj繼續(xù)下降時，噴管喉道流動達到臨界狀態(tài)，在擴張段不能形成超聲速流動，亞聲速氣流在擴張段減速增壓，導(dǎo)彈底端面壓強繼續(xù)增大，但增大趨勢減緩。

5）拖尾末段。在t=10.4s時，導(dǎo)彈底端面壓強達到最大值，由于過充現(xiàn)象使舵機艙內(nèi)壓強較平衡時刻略高，因此要向外放氣，直至內(nèi)外壓強平衡。

從圖12還可以看出，Pin的變化始終跟隨著Pout的變化，說明仿真結(jié)果是合理的。

通過圖12的分析，可以將發(fā)動機尾煙進入舵機艙的流動機理提煉為：在發(fā)動機工作段（見圖5），導(dǎo)彈飛行速度持續(xù)增加，會在導(dǎo)彈底端面形成低壓渦流區(qū)，若舵機艙與發(fā)動機尾噴管間存在縫隙d，則舵機艙內(nèi)氣體向外流出，形成被“抽氣”過程，舵機艙內(nèi)壓強下降；在發(fā)動機工作拖尾段，發(fā)動機燃燒室內(nèi)壓強降低導(dǎo)致馬赫盤向噴口移動，使導(dǎo)彈底端面壓強逐漸升高，當(dāng)?shù)锥嗣鎵簭姼哂诙鏅C艙內(nèi)壓強時，發(fā)動機高溫燃氣進入舵機艙，形成進氣過程。

圖12還可以解釋為什么在地面發(fā)動機點火試驗中，即使存在較大縫隙，發(fā)動機高溫燃氣仍無法進入舵機艙。

與實際飛行相比，地面發(fā)動機點火試驗有兩個顯著的區(qū)別：①沒有飛行速度，②發(fā)動機噴管的背壓不同；后者也是由于來流速度不同引起的。顯然在導(dǎo)彈靜止時，噴管背壓即為環(huán)境壓強，而導(dǎo)彈超聲速飛行時，噴管背壓低于環(huán)境壓強。這使空中與地面尾流場結(jié)構(gòu)存在著明顯的不同：①有超聲速來流時，導(dǎo)彈底部流場在前彈體、船尾膨脹波、自由剪切層斜激波以及噴流等的影響下，底部周圍流場壓強整體較無來流的情況要低很多，流場結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜；②有超聲速來流時，收縮段繞流與尾噴流相互作用形成斜激波，而沒有來流時，尾部只有噴流的桶形激波與馬赫盤，斜激波對導(dǎo)彈底端面壓強分布影響非常大，一是與桶形激波相互作用以及與底部分離渦共同作用擴大了噴流在底端面的影響范圍，二是與桶形激波相交處對舵機艙進煙過程影響很大；③有超聲速來流時，噴管背壓比導(dǎo)彈靜止時要低，因此在相同的燃燒室總壓條件下，彈體尾噴流膨脹更充分，表現(xiàn)為桶形激波更胖，馬赫盤更遠。

根據(jù)上述分析，由于導(dǎo)彈靜止時不存在來流與噴流作用形成的斜激波，也就不存在斜激波與桶形激波相互作用（正是這種作用擴大了桶形激波即噴流的影響范圍），因此在有超聲速來流時，隨著燃燒室總壓的降低，導(dǎo)彈底端面壓強先下降再升高，而在導(dǎo)彈靜止時，導(dǎo)彈底端面壓強幾乎不變，為環(huán)境壓強，即外部氣體不會進入舵機艙。

圖12　尾噴口處壓強分布云圖Fig.12　Pressure contour near exhaust jet

5　結(jié)論

1）基于超聲速流場擾動不向前傳遞的空氣動力理論和實際彈道特點，提出了簡化的非定常尾流場數(shù)學(xué)模型和仿真方案，該方案將全域630萬計算網(wǎng)格大幅縮減至局域220萬計算網(wǎng)格，從而顯著縮短了非定常仿真周期。本文為類似非定常仿真問題提供了高效的解決思路。

2）在導(dǎo)彈發(fā)動機工作過程中，導(dǎo)彈底端面壓強先降低后升高，若舵機艙底端面密封失效，則舵機艙內(nèi)氣體隨底端面壓強變化經(jīng)歷先被“抽氣”再被“吹氣”的過程，也就是高溫發(fā)動機尾煙會經(jīng)失效部位進入舵機艙。

3）舵機艙與尾噴管間縫隙越小，舵機艙內(nèi)壓強與彈體底端面壓強平衡的過程越緩慢，從而使高溫發(fā)動機尾煙進入舵機艙的時刻延遲，且進入舵機艙內(nèi)氣體溫度峰值下降。舵機艙與尾噴管間縫隙從0.4mm減小至0.1mm，則電路板處氣體溫度由1 700 K降至1 170 K。

致謝

本文的研究工作得到了中國空空導(dǎo)彈研究院樊會濤院士和廖志忠研究員的支持，特此致謝。感謝中國空空導(dǎo)彈研究院崔顥研究員在仿真方案設(shè)計方面的指導(dǎo)和幫助。感謝《航空學(xué)報》和《航空兵器》編輯部的支持。

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李斌男，博士，高級工程師。主要研究方向：導(dǎo)彈氣動設(shè)計，計算流體力學(xué)。

Tel：0379-63385270

E-mail：lib＿in@163.com

王學(xué)占男，工程師。主要研究方向：導(dǎo)彈氣動設(shè)計，計算流體力學(xué)。

Tel：0379-63385270

E-mail：wangxuezhan2001@163.com

劉仙名男，博士，研究員。主要研究方向：導(dǎo)彈總體、氣動設(shè)計。
Tel：0379-63384490

E-mail：liuxming@163.com

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150316.1133.005.html

Numerical investigation and flow mechanism analysis of hot gas entering control section

Ll Bin1，2，*，WANG Xuezhan1，LlU Xianming1，2
1.China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China
2.Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Airborne Guided Weapons，Luoyang 471009，China

The phenomenon of hot gas exhausted from the rocket engine flowing into the control section in the burnout phase of a rocket engine is studied using computational fluid dynamics（CFD）method.A simplified simulation method is proposed without much loss in accuracy after analyzing the parameters of the actual trajectory of a missile，based on the aerodynamic theory that disturbance in supersonic flow will not propagate upstream，and it greatly reduce the time cost.The dynamic progress that the air in the control section is first pumped out and the hot gas is sucked in afterward recurred，and flow mechanism is found out：during the working stage of the rocket engine，the air in the control section is pumped out due to the low pressure at the base of the missile，and then along with the reduction in the total pressure in the combustion chamber during the descending stage of the rocket the Mach disk moves towards the base which results in the increase of the base pressure，and finally the hot gas flows into the control section which causes the burning of the circuit board and then the fracture of the missile in the end.Finally the cause of failure is revealed，and the improvement measures and detection method are proposed and then validated in flight tests，the reliability of thermal protection is solved.

rocket motors；missile；supersonic；unsteady flow；computational fluid dynamics

2015-01-16；Revised：2015-01-19；Ac cepted：2015-03-01；Published online：2015-03-16 11：32

Aeronautical Science Foundation of China（2014ZA12001）

.Tel.：0379-63385270 E-mail：lib＿in@163.com

V211.3

A

1000-6893（2015）09-2840-10

10.7527/S1000-6893.2015.0055

2015-01-16；退修日期：2015-01-19；錄用日期：2015-03-01；網(wǎng)絡(luò)出版時間：2015-03-1611：32

網(wǎng)絡(luò)出版地址：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150316.1133.005.html

航空科學(xué)基金（2014ZA12001）

.Tel.：0379-63385270 E-mail：lib＿in@163.com

引用格式：Li B，Wang X Z，Liu X M.Numerical investigation and flow mechanism analysis of hot gas entering control section［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（9）：2840-2849.李斌，王學(xué)占，劉仙名.高溫燃氣進入舵機艙過程仿真與流動機理分析［J］.航空學(xué)報，2015，36（9）：2840-2849.