單睿子*,曹軍偉,莫展,陳志明中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,洛陽(yáng) 471009
基于試驗(yàn)設(shè)計(jì)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)舵燒效率規(guī)律研究
單睿子*,曹軍偉,莫展,陳志明
中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,洛陽(yáng)471009
以雙下側(cè)進(jìn)氣布局的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象,以補(bǔ)燃室中燃?xì)馀c空氣的摻混燃燒效率規(guī)律為研究目標(biāo),將燃?xì)鈬姽軘?shù)量、補(bǔ)燃室頭部距離、補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比、空氣進(jìn)氣角度、空氣進(jìn)氣速度5個(gè)因子作為二次燃燒效率的影響因子,基于試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法,建立了5因子2水平的全因子試驗(yàn)表,并以該表為基礎(chǔ)對(duì)構(gòu)建出的32種不同摻混結(jié)構(gòu)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室的反應(yīng)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。用試驗(yàn)設(shè)計(jì)中的數(shù)據(jù)處理方法對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析,獲得了5個(gè)顯著因子及各因子對(duì)燃燒效率的影響規(guī)律。為了驗(yàn)證分析結(jié)果的正確性,從試驗(yàn)設(shè)計(jì)表中選取5種摻混結(jié)構(gòu)進(jìn)行了地面連管試驗(yàn),試驗(yàn)結(jié)果與分析結(jié)論一致。將試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法應(yīng)用到固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能的研究中,為發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)提供了新途徑,具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。
試驗(yàn)設(shè)計(jì);因子;燃燒效率;數(shù)值模擬;連管試驗(yàn)
http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn
固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)結(jié)合了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn),利用空氣中的氧氣作為氧化劑,比沖性能高,使導(dǎo)彈具備體積小、質(zhì)量輕、射程遠(yuǎn)、全程有動(dòng)力飛行等優(yōu)勢(shì),有利于提高導(dǎo)彈的平均飛行速度,增強(qiáng)導(dǎo)彈的突防和末段攻擊能力,逐漸成為先進(jìn)中遠(yuǎn)程空空、空地、地空、反艦導(dǎo)彈動(dòng)力裝置的發(fā)展趨勢(shì)[1]。
固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由高能富燃料推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生的富燃燃?xì)?,進(jìn)入補(bǔ)燃室與來(lái)流空氣混合進(jìn)行二次燃燒,釋放熱量產(chǎn)生推力。固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒過(guò)程十分復(fù)雜,大致分3個(gè)過(guò)程,即燃?xì)馀c空氣在補(bǔ)燃室頭部區(qū)域的點(diǎn)火過(guò)程、燃?xì)馀c空氣在接觸邊界上的強(qiáng)烈燃燒過(guò)程和補(bǔ)燃室下游的摻混過(guò)程,而發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣形式、進(jìn)氣角度、補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)、燃?xì)鈬姽軘?shù)量、位置,以及空燃比和空燃動(dòng)量比等都會(huì)影響整個(gè)摻混和燃燒過(guò)程,因此合理組織補(bǔ)燃室的摻混燃燒是研究固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。
由于影響固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒過(guò)程的因素眾多,且各影響因素之間可能存在耦合效應(yīng),如果針對(duì)每一個(gè)因素開(kāi)展研究,無(wú)疑將產(chǎn)生巨大工作量,對(duì)工程研究來(lái)說(shuō)不現(xiàn)實(shí),因此,選擇高效的研究工具及分析方法具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。
本文以雙下側(cè)進(jìn)氣布局的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象,基于試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法,系統(tǒng)研究補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)、來(lái)流空氣特性、一次燃?xì)馓匦缘纫蛩貙?duì)摻混燃燒效率的影響規(guī)律,并利用數(shù)理統(tǒng)計(jì)方法,獲得影響固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)摻混燃燒效率的關(guān)鍵因素及其影響規(guī)律,為固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能尋優(yōu)提供理論依據(jù)。
1.1固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能影響因素選取
在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室中,從燃?xì)獍l(fā)生器噴管噴射出來(lái)的高溫高速燃?xì)?,與從進(jìn)氣道來(lái)的低速空氣接觸并相互交混,使混合區(qū)沿順氣流方向不斷加寬,到某一軸向位置處混合區(qū)充滿整個(gè)補(bǔ)燃室,同時(shí)進(jìn)行動(dòng)量及能量傳遞,使混合氣體的總壓及總溫升高,通過(guò)沖壓噴管形成推力。工作原理示意圖見(jiàn)圖1。
圖1 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理圖Fig.1 Schematic diagram of solid ducted rocket engine
結(jié)合圖1分析,與摻混燃燒相關(guān)的因素主要有燃?xì)馓匦?、空氣特性及補(bǔ)燃室構(gòu)型。根據(jù)理論分析和以往研究結(jié)果[2-7],補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比(長(zhǎng)度/直徑)決定了硼顆粒在補(bǔ)燃室中的滯留時(shí)間,從而影響空氣與燃?xì)獾膿交斐潭?;補(bǔ)燃室頭部距離、空氣進(jìn)氣角度和進(jìn)氣速度影響補(bǔ)燃室頭部區(qū)域的旋流強(qiáng)度和摻混程度;燃?xì)獍l(fā)生器噴管數(shù)量則會(huì)影響燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室后的分散和均勻程度,而燃?xì)獾姆稚⒊潭仍酱螅c空氣接觸界面越大,有利于更快、更均勻地?fù)交煅a(bǔ)燃,提高燃燒效率。因此,本文確定燃?xì)鈬姽軘?shù)量A、補(bǔ)燃室頭部距離B、補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比C、空氣進(jìn)氣角度D和進(jìn)氣速度E等5個(gè)因素作為影響因子。
1.2創(chuàng)建試驗(yàn)設(shè)計(jì)
試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法是以概率論和數(shù)理統(tǒng)計(jì)為理論基礎(chǔ),研究多因子與響應(yīng)變量之間關(guān)系的一種科學(xué)方法。試驗(yàn)設(shè)計(jì)[8-9]允許同時(shí)研究多個(gè)因子對(duì)某一過(guò)程可能具有的效應(yīng),執(zhí)行試驗(yàn)時(shí),同時(shí)改變多個(gè)因子水平(而非一次一個(gè))可以大大節(jié)省時(shí)間和成本,而且還可以研究因子之間的交互作用。
全因子法是最基本的試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法,在每一個(gè)完全的試驗(yàn)或者試驗(yàn)的多次重復(fù)中,各因子的各個(gè)水平的所有可能組合都需要考慮。在工程實(shí)踐中,二水平全因子設(shè)計(jì)常用于“篩選”影響過(guò)程輸出或產(chǎn)品質(zhì)量的顯著因子。結(jié)合篩選出的影響因子及雙下側(cè)進(jìn)氣布局的結(jié)構(gòu)約束,確定了各因子的水平數(shù),見(jiàn)表1(數(shù)字-1表示該因子的低水平,數(shù)字1表示該因子的高水平),進(jìn)而得到L32(25)全因子試驗(yàn)設(shè)計(jì)表,見(jiàn)附錄中的表A1。
表1 因子與水平Table 1 Factor and level
2.1幾何模型
計(jì)算模型為進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室和沖壓噴管組成的內(nèi)流場(chǎng)三維幾何模型,采用夾角為90°的雙下側(cè)進(jìn)氣道,沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直徑為203mm,補(bǔ)燃室內(nèi)徑為184mm,沖壓噴管喉徑為160mm。按照L32(25)全因子試驗(yàn)設(shè)計(jì)表組合構(gòu)建32個(gè)幾何模型。計(jì)算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,并進(jìn)行對(duì)稱面網(wǎng)格生成處理,在流動(dòng)參數(shù)變化較劇烈的補(bǔ)燃室頭部、空氣出口、沖壓噴管以及壁面附近進(jìn)行了網(wǎng)格加密。由于研究對(duì)象為面對(duì)稱結(jié)構(gòu),且流動(dòng)也具有對(duì)稱性,在不考慮攻角和側(cè)滑角組合的情況下,為減少計(jì)算量,取整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的1/2作為計(jì)算域,如圖2所示。
圖2 計(jì)算用幾何模型Fig.2 Geometry model for computation
2.2燃燒模型
根據(jù)補(bǔ)燃室的實(shí)際流動(dòng)及燃燒特點(diǎn),參考相關(guān)流動(dòng)和燃燒的計(jì)算模型對(duì)補(bǔ)燃室流場(chǎng)作如下假設(shè)[8-10]:
1)補(bǔ)燃室內(nèi)所有氣相為理想氣體,滿足氣體狀態(tài)方程。
2)補(bǔ)燃室內(nèi)流動(dòng)是三維定常流動(dòng)。
3)補(bǔ)燃室內(nèi)絕熱層為固定界面,不參與化學(xué)反應(yīng)和熱交換。
4)一次燃?xì)馑薪M分均為氣相,不考慮顆粒相的影響。
5)忽略重力。
根據(jù)以上假設(shè)和流體力學(xué)中的質(zhì)量、動(dòng)量、能量和組分守恒方程進(jìn)行計(jì)算,使用有限體積法求解雷諾平均后的三維Navier-Stokes方程。湍流模型采用RNGκ-ε模型[10-14],采用二階迎風(fēng)格式離散,壁面附近流體計(jì)算采用非平衡壁面函數(shù)處理。補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒采用基于化學(xué)平衡假設(shè)的概率密度函數(shù)(PDF)模型[15-17],該模型中燃燒按照簡(jiǎn)單化學(xué)反應(yīng)系統(tǒng)和快速反應(yīng)假設(shè)進(jìn)行簡(jiǎn)化,通過(guò)計(jì)算混合分?jǐn)?shù)f和混合分?jǐn)?shù)脈動(dòng)平方的雷諾平均值g輸運(yùn)方程,建立流動(dòng)區(qū)域中各點(diǎn)處對(duì)混合分?jǐn)?shù)和混合分?jǐn)?shù)脈動(dòng)平方平均值的預(yù)測(cè)表,流動(dòng)區(qū)域中各點(diǎn)的各標(biāo)量時(shí)間平均值利用PDF通過(guò)預(yù)測(cè)表插值獲得[18-19]。
計(jì)算收斂準(zhǔn)則為連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程以及κ-ε方程的殘差至少下降3個(gè)數(shù)量級(jí),且沖壓噴管出口截面流量穩(wěn)定。
2.3邊界條件
計(jì)算中采用的邊界類型為:質(zhì)量入口邊界、壓強(qiáng)出口邊界、對(duì)稱邊界和無(wú)滑移絕熱固壁等。計(jì)算模擬狀態(tài):高度為10km,來(lái)流空氣速度為2.8Ma。計(jì)算中補(bǔ)燃室入口燃?xì)饨M分及摩爾分?jǐn)?shù)通過(guò)熱力計(jì)算獲得,其中計(jì)算所用含硼推進(jìn)劑配方為30%的硼B(yǎng)、40%的過(guò)氯酸胺AP、30%的丁羥HTPB。具體計(jì)算邊界條件設(shè)置見(jiàn)表2。
表2 計(jì)算邊界條件Table 2 Boundary conditions of computation
2.4網(wǎng)格生成
采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù),在補(bǔ)燃室頭部等型面復(fù)雜及壓強(qiáng)梯度大的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密,并保證網(wǎng)格過(guò)渡的均勻性,總網(wǎng)格數(shù)量約為70萬(wàn),壁面網(wǎng)格如圖3所示。
圖3 計(jì)算模型網(wǎng)格劃分Fig.3 Grids of computational model
3.1計(jì)算結(jié)果
固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率定義為燃料燃燒的實(shí)際放熱量與理論放熱量之比,通過(guò)補(bǔ)燃室內(nèi)的總溫、總壓、靜壓等氣動(dòng)參數(shù),利用氣動(dòng)函數(shù)方程計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率[20]。本文選定特征速度效率,即特征速度C*的試驗(yàn)值與理論值之比作為二次燃燒性能的評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)??紤]到各工況的理論特征速度相同,因此將評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)簡(jiǎn)化成特征速度試驗(yàn)值。各工況的計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表A1,并分別利用因子分析、極差分析和直接比較等數(shù)理方法進(jìn)行數(shù)據(jù)分析[7]。
3.2因子分析3
.2.1篩選設(shè)計(jì)
根據(jù)創(chuàng)建的因子設(shè)計(jì)表及計(jì)算得到的響應(yīng)數(shù)據(jù)(特征速度C*),用多元線性回歸方法對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行數(shù)學(xué)模型擬合,擬合模型中包含5個(gè)主效應(yīng)、10個(gè)雙因子交互作用、10個(gè)三因子交互作用及5個(gè)四因子交互作用(由于五因子交互作用對(duì)效應(yīng)影響較小,因而不考慮五因子的交互作用)。利用正態(tài)概率圖來(lái)判斷影響“特征速度”這一響應(yīng)的重要效應(yīng),見(jiàn)圖4和圖5。
圖4 全因子設(shè)計(jì)效應(yīng)正態(tài)圖Fig.4 Normal probability plot of standardized effect
圖5 全因子設(shè)計(jì)效應(yīng)Pareto圖Fig.5 Pareto plot of standardized effect
在效應(yīng)正態(tài)圖中(如圖4所示),與擬合線(所有效應(yīng)的平均值)擬合不好的點(diǎn)通常代表活潑效應(yīng)點(diǎn),且離擬合線越遠(yuǎn)越活潑(如方形標(biāo)記點(diǎn)),而非活潑效應(yīng)點(diǎn)(圓形標(biāo)記點(diǎn))則集中在擬合線(細(xì)實(shí)線)附近。
由圖4、圖5可以判斷出,因子C、D、E、B、A與E交互、A與C交互、A與B交互等7個(gè)效應(yīng)為主要效應(yīng),而其他結(jié)構(gòu)參數(shù)和不同結(jié)構(gòu)間的交互作用對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)摻混燃燒性能影響不明顯。特別是從圖5可以得到補(bǔ)燃室的長(zhǎng)度是影響固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)摻混燃燒性能的主要因素,即在進(jìn)行固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)為補(bǔ)燃室爭(zhēng)取合理的長(zhǎng)度是十分重要的;同時(shí)對(duì)于雙下側(cè)進(jìn)氣布局的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),一次燃?xì)獾某隹谛问剑▏姽軘?shù)目)導(dǎo)致的交互作用是影響發(fā)動(dòng)機(jī)摻混燃燒的重要因素,如與進(jìn)氣速度的交互,與補(bǔ)燃室頭部距離之間的交互等,因此這方面也是固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能設(shè)計(jì)中必須要考慮的重要內(nèi)容。
3.2.2擬合并評(píng)估簡(jiǎn)化模型
將篩選設(shè)計(jì)中篩選出的不重要效應(yīng)剔除,利用得到的7個(gè)重要效應(yīng)項(xiàng)擬合出簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型用于后續(xù)分析。
為保證簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型的正確,對(duì)簡(jiǎn)化模型的擬合結(jié)果進(jìn)行了方差分析(ANOVA)[7],結(jié)果見(jiàn)表3和圖6。表3中:DF表示自由度;SS表示方差;MS表示均方差;F為兩個(gè)均方差的比值(效應(yīng)項(xiàng)/誤差項(xiàng));P值用于確定某個(gè)因子是否顯著,通常與α=0.05進(jìn)行比較。
圖6 殘差圖Fig.6 Residual plot
從表3可以看出P值都小于試驗(yàn)所對(duì)應(yīng)的α水平(0.05),并結(jié)合圖6可以判斷簡(jiǎn)化擬合模型的正確性。
3.2.3試驗(yàn)設(shè)計(jì)結(jié)果
1)主效應(yīng)
所謂主效應(yīng)是指單因子效應(yīng),反映因子低水平和高水平之間的差異,在主效應(yīng)圖中用連接高、低水平均值連線的斜率表示,斜率越大表示該因子越顯著。根據(jù)表A1中數(shù)據(jù)得到“特征速度”的主效應(yīng)圖,如圖7所示。
圖7 特征速度主效應(yīng)圖Fig.7 Main effect plot of characteristic velocity
從圖7可以得到各因子對(duì)“特征速度”影響程度從大到小排序?yàn)椋阂蜃覥、因子D、因子E、因子B、因子A,并且從圖7可以得到各因素對(duì)燃燒性能的影響規(guī)律:①因子C——高水平優(yōu)于低水平;②因子D——低水平優(yōu)于高水平;③因子E——高水平優(yōu)于低水平;④因子B——低水平優(yōu)于高水平;⑤因子A——高水平優(yōu)于低水平。
2)交互作用
所謂交互是指一個(gè)因子的效應(yīng)與另一個(gè)因子相關(guān),由于交互作用可以放大或減小主效應(yīng),因此評(píng)估交互作用極其重要。交互作用圖顯示了更改一個(gè)因子的設(shè)置對(duì)另一個(gè)因子的影響,在圖中以斜率不同的兩條直線表示,斜率差異越大則表示交互作用越顯著。根據(jù)表A1中數(shù)據(jù)得到“特征速度”的交互作用圖,見(jiàn)圖8。
從圖8可以看出,因子A與因子B、因子A與因子C、因子A與因子E、因子B和因子C、因子C與因子D、因子B與因子E均存在交互作用,其中因子A與因子E之間的交互作用最顯
圖8 特征速度交互作用圖Fig.8 Interaction effect plot of characteristic velocity
著。為了探究因子A與因子E之間的影響規(guī)律,從表A1中選取序號(hào)1與序號(hào)24、序號(hào)12與序號(hào)26作進(jìn)一步分析,對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表4。
表4 計(jì)算數(shù)據(jù)對(duì)比Table 4 Comparison of simulation data
從表4可以看出,因子A與因子E之間的交互影響規(guī)律為:燃?xì)鈬姽転槎嗫讜r(shí),宜采用高空氣進(jìn)氣速度;燃?xì)鈬姽転閱慰讜r(shí),宜采用低空氣進(jìn)氣速度。
由因子分析可以得到影響“特征速度”的主效應(yīng)和顯著交互作用為:因子C、因子D、因子E以及因子A與因子E間的交互。
3.3極差分析
將各因子同一水平下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)相加,稱為該因子在該水平下的數(shù)據(jù)總和,再將總和除以當(dāng)前水平重復(fù)次數(shù),得到當(dāng)前水平的均值,將各因子兩水平的均值相減得到極差數(shù)據(jù),用符號(hào)R表示,其值大小反映該因子對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響程度。根據(jù)表A1的計(jì)算數(shù)據(jù),得到各因子的水平總和及相應(yīng)的水平均值,見(jiàn)表5。
從表5可以看出,因子C對(duì)應(yīng)的極差最大,進(jìn)而得出因子主次順序?yàn)椋阂蜃覥>因子D>因子E>因子B>因子A。
表5 極差表Table 5 Data of extreme difference
此外,通過(guò)比較均值數(shù)據(jù)可得該因子的最優(yōu)水平,即:因子C最優(yōu)水平為水平1,因子D最優(yōu)水平為水平1,因子E最優(yōu)水平為水平-1,因子B最優(yōu)水平為水平-1,因子A最優(yōu)水平為水平1。
3.4直接比較
從表A1可以看出在32種結(jié)構(gòu)組合中,“特征速度”最大值對(duì)應(yīng)的摻混結(jié)構(gòu)組合為11,其結(jié)構(gòu)參數(shù)為燃?xì)鈬姽?個(gè)、頭部距離0.25D、補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比10、空氣進(jìn)氣角度為60°、空氣出口速度為0.6Ma;“特征速度”最小值對(duì)應(yīng)的摻混結(jié)構(gòu)組合為02,其結(jié)構(gòu)參數(shù)為燃?xì)鈬姽転?個(gè)、頭部距離為1D、補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比為5、空氣進(jìn)氣角度為30°、空氣出口速度為0.3Ma。
為驗(yàn)證上述分析結(jié)果,從試驗(yàn)設(shè)計(jì)表(表A1)中選取了5個(gè)狀態(tài)的摻混結(jié)構(gòu),即:序號(hào)24、序號(hào)11、序號(hào)18、序號(hào)31、序號(hào)7,開(kāi)展地面連管試驗(yàn)的對(duì)比驗(yàn)證。驗(yàn)證試驗(yàn)的模擬工況與仿真狀態(tài)一致,均為10km,2.8Ma;結(jié)構(gòu)參數(shù)與仿真狀態(tài)對(duì)應(yīng)關(guān)系見(jiàn)表6,并按表6中的結(jié)構(gòu)參數(shù)加工用于地面試驗(yàn)的模塊化沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),見(jiàn)圖9。
同時(shí),為了保證試驗(yàn)結(jié)果的可比性,在驗(yàn)證試驗(yàn)中選用同一批生產(chǎn)的含硼富燃料推進(jìn)劑,主要性能及物理參數(shù)見(jiàn)表7。主要試驗(yàn)數(shù)據(jù)見(jiàn)表8。
從表8結(jié)合表A1可以看出:
1)5組試驗(yàn)中特征速度由高到低依次為:試驗(yàn)2、試驗(yàn)3、試驗(yàn)4、試驗(yàn)1、試驗(yàn)5,與仿真結(jié)果一致。
2)從試驗(yàn)結(jié)果1、2對(duì)比看,隨著長(zhǎng)徑比變大,燃燒效率提高10.1%。
表6 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)狀態(tài)Table 6 Test configuration condition
圖9 模塊化固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.9 Solid ducted rocket engine modularization configuration
表7 推進(jìn)劑的主要性能及物理參數(shù)Table 7 Performance and physical parameters of propellant
表8 燃燒性能數(shù)據(jù)對(duì)比Table 8 Contrast of combustion performance data
3)從試驗(yàn)結(jié)果2、3對(duì)比看,隨著頭部距離的增加,燃燒效率提高了2%。
4)從試驗(yàn)結(jié)果3、4對(duì)比看,隨著進(jìn)氣角度的增加,燃燒效率提高了4.6%。
5)從試驗(yàn)結(jié)果3、5對(duì)比看,隨著燃?xì)鈬娍跀?shù)量的增加,燃燒效率提高了8.9%。
以雙下側(cè)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象,利用試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法,系統(tǒng)研究了進(jìn)氣參數(shù)、補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)及燃?xì)馓匦缘缺姸嘁蛩貙?duì)二次燃燒性能的影響,并結(jié)合地面連管試驗(yàn)進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。
1)影響固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒性能的主效應(yīng)和顯著交互作用為:補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比、空氣進(jìn)氣角度、進(jìn)氣速度、燃?xì)鈬姽軘?shù)量與空氣進(jìn)氣速度之間的交互作用。
2)補(bǔ)燃室摻混燃燒性能隨補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比增加而增強(qiáng)。
3)補(bǔ)燃室摻混燃燒性能隨空氣進(jìn)氣角度增加而增強(qiáng),且多燃?xì)鈬娍诤投萄a(bǔ)燃室頭部距離組合對(duì)空氣進(jìn)氣角度的改變比較敏感。
4)燃?xì)鈬姽軘?shù)量和進(jìn)氣速度存在較強(qiáng)的交互影響,當(dāng)燃?xì)鈬娍诓捎枚鄧娍跁r(shí),適合選擇高的空氣進(jìn)氣速度;反之,當(dāng)燃?xì)鈬娍诓捎脝螄娍跁r(shí),適合選擇低的空氣進(jìn)氣速度。
5)根據(jù)直接比較結(jié)果,在32個(gè)計(jì)算工況中,特征速度最高所對(duì)應(yīng)的摻混結(jié)構(gòu)為序號(hào)11,即,燃?xì)鈬姽転?個(gè)、頭部距離為0.25D、補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比為10、進(jìn)氣角度為60°、進(jìn)氣速度為0.6Ma;特征速度最小所對(duì)應(yīng)的摻混結(jié)構(gòu)為序號(hào)2,即,燃?xì)鈬姽転?個(gè)、頭部距離為1D、補(bǔ)燃室長(zhǎng)徑比為5、進(jìn)氣角度為30°、進(jìn)氣速度為0.3Ma。
[1]Cao J W,Wang H G.Predominance of ducted solid rocket ramjet applied to airborne missile[J].AeroWeaponry,2009(2):47-49(in Chinese).
曹軍偉,王虎干.固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在空空導(dǎo)彈上應(yīng)用的優(yōu)勢(shì)[J].航空兵器,2009(2):47-49.
[2]Huo D X,Chen L Q,Liu N S,et al.Effects of boron particles diameter on ignition position and combustion efficiency[J].Journal of Solid Rocket Technology,2004,27(4):31-34(in Chinese).
霍東興,陳林泉,劉霓生,等.硼粒子直徑對(duì)點(diǎn)火位置及燃燒效率的影響研究[J].固體火箭技術(shù),2004,27(4):31-34.
[3]Xu C,Li J X,F(xiàn)eng X P,et al.Influence of afterburning chamber length on secondary combustion for solid ducted rocket motor[J].Journal of Solid Rocket Technology,2007,30(4):292-294(in Chinese).
許超,李進(jìn)賢,馮喜平,等.補(bǔ)燃室長(zhǎng)度對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒的影響[J].固體火箭技術(shù),2007,30(4):292-294.
[4]Li Z Y,Hu J X,Xia Z X,et al.Effects of side-inlet angle on the performance of boron-based propellant ducted rocket[J].Journal of National University of Defense Technology,2008,30(2):5-8(in Chinese).
李澤勇,胡建新,夏智勛,等.進(jìn)氣道角度對(duì)含硼推進(jìn)劑固沖發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響[J].國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào),2008,30(2):5-8.
[5]Wan S W,He G Q.The effect of mixing-enhanced device on the combustion performance of solide rocket-ramjet motor[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2011,31(4):108-109(in Chinese).
萬(wàn)少文,何國(guó)強(qiáng).摻混裝置對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)摻混燃燒性能的影響[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2011,31(4):108-109.
[6]Tian L H,Tian W P,Dong X G,et al.Effect of structural parameters of afterburning chamber on mixing and combustion efficiency for solid rocket ramjet[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles andGuidance,2014,34(4):128-130(in Chinese).
田凌寒,田維平,董新剛,等.固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)摻混燃燒效率的影響[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2014,34(4):128-130.
[7]Wang X L,Sun Z H,He Y J,et al.Research on internal flowfield in afterburning chamber of ducted rocket with a head bilateral inlet configuration[J].AeroWeaponry,2011(5):53-57(in Chinese).
王希亮,孫振華,賀永杰,等.頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)研究[J].航空兵器,2011(5):53-57.
[8]Zhang C J,Guo J W,Wei X S.Experimental design and data processing[M].Beijing:Chemical Industry Press,2009:8-35(in Chinese).
張成軍,郭繼偉,魏緒樹(shù).實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)與數(shù)據(jù)處理[M].北京:化學(xué)工業(yè)出版社,2009:8-35.
[9]Chen K.Design and analysis of experiments[M].Beijing:Tsinghua University Press,1998:27-40(in Chinese).
陳魁.實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)與分析[M].北京:清華大學(xué)出版社,1998:27-40.
[10]Natan B,Gany A.Ignition and combustion of boron particles in the flowfield of a solid fuel ramjet[J].Journal of Propulsion and Power,1991,7(1):37-43.
[11]Ma Z B,Zhang Z P,Cai X Y.Numerical study of mixing flows in a ducted rocket combustor[J].Journal of Propulsion Technology,1998,19(4):33-36(in Chinese).
馬智博,張振鵬,蔡選義.3火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)摻混流場(chǎng)數(shù)值方法研究[J].推進(jìn)技術(shù),1998,19(4):33-36.
[12]Vanka S P.Analytical characterization of flow fields in side inlet dump combustors,AIAA-1983-1399[R].Reston:AIAA,1983.
[13]King M K.Boron ignition and combustion in air augmented rocket afterburners[J].Combustion Science and Technology,1972,5(4):155-164.
[14]King MK.Boron particle ignition in hot gas stream[J]. Combustion Science andTechnology,1973,8(5-6):255-273.
[15]King M K.Ignitionand combustion of boron particles and clouds[J].Journal of Spacecraft,1982,19(4):294-305.
[16]Mohan G,Willams F A.Ignition and combustion of boron in O2/inert atmospheres[J].AIAA Journal,1974,10(6):776-783.
[17]Yeh C L,Kuo K K.Ignition and combustion of boron particles[J].Progress of Energy and Combustion Science,1996,22(3):511-541.
[18]Yang S,F(xiàn)eng X P,Lin Z Y.Analysis of boron particle combustion in hot air[J].Journal of Solid Rocket Technology,2011,34(2):95-98(in Chinese).
楊澍,馮喜平,林志遠(yuǎn).熱空氣中硼粒子燃燒分析[J].固體火箭技術(shù),2011,34(2):95-98.
[19]Dong Y,Yu W Z,Lv X C.Numerical simulation and experimental investigation on the airbreathing combustor of a solid propellant ramrocket[J].Journal of Propulsion Technology,1995(1):27-32(in Chinese).
董巖,余為眾,呂希誠(chéng).固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒室流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù),1995(1):27-32.
[20]Wang Y Q,Li L H,Liu M L,et al.Analysis of combustion efficiency for ducted rocket[J].Journal of Propulsion Technology,2011,32(4):75-79(in Chinese).
王玉清,李立翰,劉鳴靂,等.固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能評(píng)價(jià)方法[J].推進(jìn)技術(shù),2011,32(4):75-79.
單睿子女,學(xué)士,高級(jí)工程師。主要研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。
Tel:0379-63385424
E-mail:13592062308@139.com
曹軍偉男,博士,研究員。主要研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。
Tel:0379-63384809
莫展男,碩士研究生。主要研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒數(shù)值仿真。
Tel:0379-63385424
陳志明男,碩士研究生。主要研究方向:吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)。Tel:0379-63385424
E-mail:137171075@qq.com
附錄A:
表A1 5因子2水平全因子正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)表及仿真數(shù)據(jù)Table A1 Five-factor and two-level orthogonal experiment table/data
URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.v.20150604.0925.002.html
Research of solid ducted rocket combustion efficiency based on design of experiment methodology
SHAN Ruizi*,CAO Junwei,MO Zhan,CHEN Zhiming
China Airborne Missile Academy,Luoyang 471009,China
To study the combustion efficiency of air and primary fuel in the combustor of solid ducted rocket with twin-90° ventral 2Dinlets,five factors including numbers of fuel inlets,dome height,rate of the length of combustion and diameter,airflow angle and air-flow velocity are selected as the influence factors of secondary combustion efficiency.And,the five-factor and two-level table is established based on design of experiment(DOE)methodology.Flow fields of 32 combustors with different structures in above DOE table are studied by numerical simulation.Then,the simulation results are analyzed by using data processing procedure of DOE and the effect of five factors on combustion efficiency is obtained.To validate the results of simulation,performance of five different combustors in the DOE table are tested in the direct-connect experiment facility and the simulation result matches up well with the experiment result.ln this paper,the DOE methodology has been successfully applied in the research of combustion performance of solid ducted rocket,and supplies a new feasible approach for the improvement of engine performance.lt can be concluded that the research in this paper is valuable in the domain of engineering application.
design of experiment methodology;factor;combustion efficiency;numerical simulation;direct-connect experiment
2015-01-16;Revised:2015-03-01;Ac cepted:2015-05-04;Published online:2015-06-04 09:25
National Basic Research Program of China(613161-03-01)
.Tel.:0379-63385424 E-mail:13592062308@139.com
V430
A
1000-6893(2015)09-2859-10
10.7527/S1000-6893.2015.0116
2015-01-16;退修日期:2015-03-01;錄用日期:2015-05-04;網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-06-0409:25
網(wǎng)絡(luò)出版地址:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.v.20150604.0925.002.html
國(guó)防“973”項(xiàng)目(613161-03-01)
.Tel.:0379-63385424 E-mail:13592062308@139.com
引用格式:Shan R Z,Cao J W,Mo Z,et al.Research ofsolid ducted rocket combustion efficiency based on design of experiment methodology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2015,36(9):2859-2868.單睿子,曹軍偉,莫展,等.基于試驗(yàn)設(shè)計(jì)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率規(guī)律研究[J].航空學(xué)報(bào),2015,36(9):2859-2868.