朱 亮，田小濤，李映坤，鄧 恒，宋 軍

(1.西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所，西安 710065；2.南京理工大學(xué) 機械工程學(xué)院，南京 210094)

0 引言

固體火箭發(fā)動機作為推進裝置，在航空航天、軍事領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。為進一步拓寬固體火箭發(fā)動機的應(yīng)用范圍，在傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機的基礎(chǔ)上，通過在燃燒室內(nèi)設(shè)置脈沖隔離裝置(Pulse Separation Device, PSD )，使其具備多次關(guān)機和啟動，合理分配推力及各脈沖工作時間的能力，這將極大地提高武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)性能[1]。

國外雙脈沖固體火箭發(fā)動機(下文簡稱雙脈沖發(fā)動機)相關(guān)研究開展較早，且目前已在具體型號上得到應(yīng)用[2]，早在20世紀(jì)70年代至90年代，就有關(guān)于雙脈沖發(fā)動機脈沖隔離裝置設(shè)計方面的專利[3]；在2004年，德國拜耳公司設(shè)計了一款φ120 mm的雙脈沖固體火箭發(fā)動機，并對其進行了多次地面靜止試驗[4]，試驗測得數(shù)據(jù)表明，發(fā)動機各脈沖單獨工作性能良好，在不同點火時間間隔條件下，雙脈沖發(fā)動機均能可靠工作；在2010年，STADLER等[5]對雙脈沖固體火箭發(fā)動機技術(shù)進行了應(yīng)用研究，采用軟質(zhì)隔層作為脈沖隔離裝置，地面靜止試驗數(shù)據(jù)表明，該設(shè)計方案能夠穩(wěn)定可靠工作，隨后進行了飛行測試，飛行試驗數(shù)據(jù)表明發(fā)動機各脈沖均工作正常，飛行器最高飛行速度達到Ma=7；在2015年，KIM等[6]設(shè)計、制造了一種隔層式雙脈沖發(fā)動機，并對其進行了地面靜止試驗。試驗中，采用了不同的脈沖點火時間間隔，試驗數(shù)據(jù)表明，發(fā)動機達到預(yù)期指標(biāo)，還發(fā)現(xiàn)脈沖點火時間間隔對發(fā)動機燒蝕有較大影響。

國內(nèi)相關(guān)研究開展較晚，但也已取得較大進展。哈爾濱工程大學(xué)的朱衛(wèi)兵[7]、北京航空航天大學(xué)的劉亞冰[8]、南京理工大學(xué)的李映坤等[9]對雙脈沖發(fā)動機進行了數(shù)值模擬研究，分析了燃?xì)饬鲃右?guī)律及第一脈沖燃燒室內(nèi)絕熱層的燒蝕現(xiàn)象及其影響因素；北京航空航天大學(xué)的王長輝[10]、西北工業(yè)大學(xué)的王偉[11]、航天動力技術(shù)研究院的劉雨等[12]針對燃燒室內(nèi)隔離裝置設(shè)計了不同類型的隔離裝置，并對其進行了數(shù)值模擬、理論分析和實驗驗證；北京理工大學(xué)的楊春慶等[13]對隔層式多脈沖發(fā)動機點火延遲過程進行了數(shù)值模擬研究，分析了端燃型隔層式多脈沖發(fā)動機點火延遲特性及其影響因素；針對雙脈沖發(fā)動機二脈沖工作過程中存在的燃燒室壓強振蕩現(xiàn)象，西北工業(yè)大學(xué)劉偉凱等[14]采用大渦模擬方法數(shù)值研究了第二脈沖工作時燃燒室內(nèi)壓強振蕩特性及其影響規(guī)律。近年來，針對噴射棒式雙脈沖發(fā)動機隔塞運動特性，北京理工大學(xué)的張繼業(yè)等[15]利用動網(wǎng)格技術(shù)研究了隔塞的運動規(guī)律。航天動力技術(shù)研究院的鄧康清等[16]對隔艙式脈沖發(fā)動機金屬膜片破裂進行了仿真研究，得到了不同構(gòu)型金屬膜片破裂力學(xué)特性。此外，南京理工大學(xué)的徐明等[17]采用實驗和仿真相結(jié)合的方法，研究了雙脈沖發(fā)動機金屬膜片的承壓與破裂力學(xué)特性，所采用計算方法能較準(zhǔn)確地計算金屬膜片破裂壓強。

目前，對雙脈沖發(fā)動機的研究主要集中在內(nèi)流場流動規(guī)律、絕熱層燒蝕研究及隔離裝置設(shè)計等方面，對第二脈沖點火瞬態(tài)特性研究較少。南京理工大學(xué)的嚴(yán)登超[18]和王堅[19]基于Fluent商業(yè)軟件采用UDF加質(zhì)的方法，分別對噴射棒式和軟隔層雙脈沖發(fā)動機點火瞬態(tài)沖擊進行了仿真分析，數(shù)值計算結(jié)果表明，點火作為固體火箭發(fā)動機工作過程中的重要環(huán)節(jié)，對發(fā)動機整體性能影響較大，點火瞬態(tài)發(fā)生異常往往造成發(fā)動機工作失效[20]。常規(guī)固體火箭發(fā)動機點火時，自由容積較小，點火工程不存在空腔容積突變的工況。然而，對于雙脈沖發(fā)動機而言，在第一脈沖工作結(jié)束之后，將形成一個較大的空腔容積，造成第二脈沖點火過程中空腔容積顯著增大，且在隔離裝置破碎前后，燃?xì)庾饔萌莘e急劇改變，這些特征將對雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火過程產(chǎn)生顯著影響。因此，開展雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火瞬態(tài)研究具有重要意義。

本文基于有限體積法采用高精度AUSMPW+迎風(fēng)格式、k-ωSST湍流模型求解雷諾平均Navier-Stokes方程組，并耦合求解固相熱傳導(dǎo)方程。通過對物理模型進行合理假設(shè)，對雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火過程進行了數(shù)值模擬研究，并研究了點火藥量、推進劑燃速及隔離裝置強度對點火延遲特性的影響，研究結(jié)果可為工程設(shè)計提供參考。

1 物理模型和計算方法

1.1 流動控制方程

二維軸對稱非定?？蓧嚎sNavier-Stokes方程：

(1)

式中Q為守恒變量；E,F為無粘通量；Ev,Fv為粘性通量；H、Hv分別為無粘和粘性的軸對稱源項；S為推進劑燃燒加質(zhì)源項，相關(guān)變量具體形式及意義參考文獻[21]。

固體火箭發(fā)動機中燃?xì)饬鲃泳哂休^強的湍流特性，本文采用Menter提出的k-ωSST剪切應(yīng)力輸運(Shear-Stress-Transport)模式，該模型集合了k-ε和k-ω兩種湍流模型的優(yōu)點，在工程上得到廣泛應(yīng)用，具體方程描述參考文獻[22]。

1.2 固相熱傳導(dǎo)控制方程

二維軸對稱熱傳導(dǎo)控制方程：

(2)

(3)

式中Hp為軸對稱源項；ρp、cp、Tp及kp分別為推進劑的密度、定壓比熱容、溫度及熱導(dǎo)率。

1.3 推進劑燃燒加質(zhì)模型

在高溫點火燃?xì)庾饔孟?，裝藥表面溫度迅速上升，當(dāng)裝藥表面溫度達到臨界點火溫度(800 K)時，推進劑被點燃，隨即產(chǎn)生大量高溫燃?xì)庾⑷肴紵遥丛诳拷七M劑表面的薄層單元內(nèi)(紅色單元)開始加質(zhì)，如圖1所示。文中采用常見的指數(shù)燃速公式表征推進劑燃速，具體公式為

(4)

通過控制方程中源項(質(zhì)量、動量及能量項)描述推進劑點燃后燃燒加質(zhì)過程，具體表達式如下：

(5)

圖1 推進劑燃燒示意圖

1.4 數(shù)值求解方法

考慮到點火瞬態(tài)過程中存在的沖擊波、渦及膨脹波等流場特征，在空間離散方面，采用三階MUSCL方法重構(gòu)單元界面處物理量，并采用AUSMPW+通量分裂格式計算對流通量。N-S方程中粘性項和固相區(qū)域熱傳導(dǎo)方程中擴散項均采用具有二階精度的中心差分格式離散。

時間推進采取隱式LU-SGS算法，針對點火過程的非定常特性，本文采用雙時間步方法，以提高計算效率和精度，并使用局部時間步方法加速收斂。

為準(zhǔn)確描述推進劑表面在點火燃?xì)庾饔孟碌膫鳠徇^程，本文采用耦合傳熱方法，計算推進劑裝藥表面溫度。計算中，保證流體區(qū)域和固相區(qū)域耦合界面上熱流密度連續(xù)，實現(xiàn)耦合傳熱[18]。

(6)

式中kf為燃?xì)獾臒釋?dǎo)率；Tb和Tf分別為耦合面及流場溫度，見圖1；Δns和Δnf分別為緊鄰耦合面推進劑單元和流場單元距離耦合面垂直距離；qrad為輻射熱流密度，輻射傳熱具體模型參考文獻[24]。

通過求解式(4)，可計算出耦合界面處的溫度分布Tb。然后，將耦合界面處的溫度Tb作為邊界條件，分別對流體區(qū)域及固相區(qū)域進行推進求解?？紤]到點火階段的瞬態(tài)特性，流體區(qū)域和固相區(qū)域的推進時間步長取為一致。

1.5 計算模型及邊界條件

本文計算模型參考文獻[4]中的雙脈沖發(fā)動機，模型簡圖及邊界條件如圖2所示，此時第一脈沖已工作結(jié)束。在各脈沖燃燒室的頭部、中部及尾部位置分別設(shè)置3個監(jiān)測點(圖2中點1～6)。圖2中，D為級間孔直徑，L為第一脈沖燃燒室長度。

圖2中，點火具燃?xì)獬隹诔虱h(huán)形狀，采用質(zhì)量流率邊界，且質(zhì)量流率隨時間發(fā)生變化，最大質(zhì)量流率為0.2 kg/s，本文采用文獻[20]中方法模擬點火具工作過程。當(dāng)處于點火具工作時間內(nèi)為點火燃?xì)獬隹谶吔纾?dāng)點火具結(jié)束工作后按無滑移絕熱固壁處理；點火燃?xì)馀c推進劑接觸面設(shè)置為耦合壁面，采用耦合傳熱計算方法得到推進劑表面溫度；噴管出口采用壓力出口，出口壓強為101 325 Pa；其余壁面均采用無滑移絕熱壁面。全場初始壓強為1個大氣壓，取101 325 Pa，點火前燃燒室內(nèi)氣體處于靜止?fàn)顟B(tài)，取u=v=0，初場溫度設(shè)為300 K。

圖2 計算模型

2 算例驗證

利用固體火箭發(fā)動機點火實驗，驗證了計算程序的可靠性。實驗發(fā)動機裝藥采用自由裝填單孔管狀藥，端面包覆，內(nèi)外孔同時燃燒，發(fā)動機實物及仿真模型如圖3所示。

推進劑燃速壓力指數(shù)n=0.314，燃速系數(shù)a= 1.506 5×10-4m/(s·Pan)，推進劑燃?xì)饪倻?766 K，燃?xì)獗葻岜?.235，燃燒室殼體長度500 mm，藥柱長度420 mm，內(nèi)外徑分別為9 mm和54.5 mm，喉部直徑φ27 mm，其余參數(shù)與表1中參數(shù)一致。實驗中，發(fā)動機燃燒室壓強取為測壓傳感器測得值，測壓傳感器位置靠近發(fā)動機頭部。壓強仿真結(jié)果和實驗結(jié)果對比如圖4所示，計算結(jié)果與實驗值趨勢一致，在數(shù)值上也符合較好；在29 ms時刻有一定差異，最大誤差約為 8.1%，說明計算程序在點火瞬態(tài)數(shù)值模擬方面具備一定的精度和可靠性。

圖3 實驗和仿真發(fā)動機模型

圖4 計算值與實驗值比較情況

表1 數(shù)值計算參數(shù)

3 計算結(jié)果與分析

3.1 雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火過程特性研究

常規(guī)固體火箭發(fā)動機由于初始自由容積較小，點火燃?xì)饽軌蛟谳^短時間內(nèi)引燃推進劑，點火延遲時間短，發(fā)動機能夠迅速進入穩(wěn)定工作狀態(tài)。雙脈沖發(fā)動機由于隔離裝置和第一脈沖燃燒室空腔容積的存在，第二脈沖點火過程較為不同。在隔離裝置破碎前，點火流場特征與常規(guī)固體火箭發(fā)動機點火較為相似，但當(dāng)隔離裝置破碎后，燃?xì)庾饔萌莘e急劇增大，高溫高壓燃?xì)庋杆龠M入，并填充第一脈沖燃燒室，直至達到平衡壓強，發(fā)動機進入穩(wěn)定工作段。本節(jié)針對雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火瞬態(tài)特性進行了仿真研究。

3.1.1 隔離裝置破碎前流場特征

在點火初期，點火形成的壓縮波沿燃?xì)馔ǖ纻鞑?，并不斷擠壓通道內(nèi)空氣，最終形成點火沖擊波。隨著時間推移，點火沖擊波沿燃?xì)馔ǖ纻鞑サ降诙}沖燃燒室尾部，并與隔離裝置及固壁處發(fā)生碰撞而發(fā)生反射，這些流場特征與傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機點火初期流場類似。

在點火燃?xì)庾饔孟拢ㄟ^對流換熱、輻射及推進劑自身的導(dǎo)熱，推進劑表面溫度迅速上升。圖5給出了不同時刻推進劑表面溫度變化情況。計算結(jié)果顯示，在t=1.23 ms時刻，在x=0.81 mm位置處的裝藥表面溫度達到800 K最先被點燃。由圖5可知，在點火燃?xì)馐状吸c燃推進劑后，點火燃?xì)夂屯七M劑燃?xì)庋匮b藥燃?xì)馔ǖ懒鲃?，逐步點燃推進劑。

圖5 推進劑表面溫度隨時間分布情況

圖6為隔離裝置破碎前不同時刻第二脈沖燃燒室內(nèi)流場流線及溫度演化歷程，從圖6中可清晰看出推進劑點燃后火焰?zhèn)鞑ゼ叭細(xì)馓畛溥^程。由圖6(a)可看出，此時點火燃?xì)鈴狞c火具出口噴出，還未接觸到裝藥表面，流場最高溫度由點火燃?xì)饪倻貨Q定；圖6(c)是裝藥表面點燃后溫度云圖，流場最高溫度發(fā)生較大變化，這是因為此時推進劑表面已部分點燃，推進劑燃?xì)饪倻剌^高所致，結(jié)合圖6(b)局部放大圖可發(fā)現(xiàn)，點火燃?xì)庠谟|及裝藥表面后形成再附著點(紅圈處)，根據(jù)再附著點流動傳熱特性可知，該處推進劑表面熱流較高，溫度上升較快，致使推進劑最先被點燃。圖6(c)～(g)清晰呈現(xiàn)出推進劑點燃后火焰?zhèn)鞑ミ^程，當(dāng)推進劑表面首次點燃后，火焰沿燃?xì)馔ǖ婪謩e向上游和下游傳播，使更多區(qū)域推進劑被點燃。此外還發(fā)現(xiàn)，在推進劑表面點燃后，受持續(xù)注入的高溫推進劑燃?xì)庾饔茫c火燃?xì)獗煌齐x推進劑表面，后續(xù)推進劑點燃主要受高溫推進劑燃?xì)庥绊?。在t=4.96 ms時刻，推進劑表面全部點燃，如圖6(g)所示。

(a) t=0.6 ms (b) t=1.2 ms

(c) t=1.3 ms (d) t=2.0 ms

(e) t=3.0 ms (f) t=4.0 ms

(g) t=4.96 ms

3.1.2 隔離裝置破碎后流場特征

隨著點火燃?xì)夂屯七M劑燃?xì)獾某掷m(xù)注入，第二脈沖燃燒室內(nèi)的壓強逐漸升高。點火初期流場復(fù)雜，作用在隔離裝置上的壓強變化較劇烈，但總體呈上升趨勢。在t=4.92 ms時刻，隔離裝置上承受壓強達到隔離裝置臨界破壞值，隔離裝置破碎。第二脈沖燃燒室內(nèi)高溫高壓燃?xì)庥杉夐g通道噴入第一脈沖燃燒室空腔，釋放的高溫高壓燃?xì)獠粩鄩嚎s第一脈沖燃燒室內(nèi)低壓氣體并形成激波，沿x正方向朝噴管處傳播，如圖7所示。

圖7 不同時刻壓力分布情況

在高溫高壓燃?xì)鈬姵黾夐g通道初期，由于第二脈沖燃燒室靠近級間通道處壓強(2.5 MPa)遠高于第一脈沖燃燒室內(nèi)壓強(0.101 325 MPa)，產(chǎn)生管內(nèi)約束高度欠膨脹射流現(xiàn)象，如圖8所示。由于受級間通道影響，流場結(jié)構(gòu)與一般欠膨脹射流流場結(jié)構(gòu)稍有差別，但從圖8中仍可清晰看出，不斷向外擴張的膨脹波在射流邊界處反射形成入射激波，入射激波遇到馬赫盤后再次發(fā)生反射，產(chǎn)生反射激波，在馬赫盤邊緣位置處入射激波和反射激波交匯形成三叉激波結(jié)構(gòu)，這與已有關(guān)于高度欠膨脹射流的研究結(jié)果符合較好[26]。說明本文所用計算格式具有較強的波系捕捉能力，適用于雙脈沖發(fā)動機點火階段復(fù)雜流場計算。

圖8 不同時刻馬赫數(shù)分布情況

隨著時間推移，燃?xì)獠粩嗵畛涞诙}沖燃燒室，其壓強逐漸升高，高度欠膨脹射流退化為弱欠膨脹射流，最終欠膨脹射流現(xiàn)象消失。在隔離裝置破碎后初期，燃燒室內(nèi)流場呈現(xiàn)出劇烈變化，這些流場特征與傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機點火過程區(qū)別較大。圖9為發(fā)動機達到穩(wěn)定工作壓強時燃燒室內(nèi)流線及馬赫數(shù)云圖。

圖9 100 ms時刻馬赫數(shù)及流線分布情況

圖10(a)所示的是第一脈沖燃燒室內(nèi)監(jiān)測點4～6處的壓強時間曲線。圖10(b)是第二脈沖燃燒室內(nèi)監(jiān)測點1～3壓強時間曲線。

(a) The first chamber (b) The second chamber

由圖10(a)可知，在高溫高壓燃?xì)忉尫懦跗谇€振蕩較為劇烈。這是因為釋放的高溫高壓燃?xì)鈮嚎s第一脈沖燃燒室內(nèi)低壓氣體形成的激波沿軸向朝尾部噴管處傳播，激波依次掃過監(jiān)測點4～6，使得各監(jiān)測點處壓強先后劇增。激波在到達噴管收斂段壁面后發(fā)生碰撞并反射，反射激波沿x負(fù)方向朝發(fā)動機頭部傳播，重新依次掃過監(jiān)測點6、5、4，導(dǎo)致各監(jiān)測點處壓強先后再次劇增。激波衰減為壓縮波之后，在燃燒室內(nèi)來回運動造成壓強持續(xù)振蕩。10 ms之后，各監(jiān)測點壓強振蕩逐漸減弱，壓強趨于平穩(wěn)上升。隨著時間的推移，高溫高壓燃?xì)獬掷m(xù)填充第一脈沖燃燒室，燃燒室內(nèi)壓強逐漸上升到發(fā)動機穩(wěn)定工作壓強。

3.2 點火延遲影響因素研究

在工程上，點火延遲時間是衡量發(fā)動機點火性能的重要參數(shù)，縮短點火延遲時間，有利于發(fā)動機迅速進入設(shè)計工作狀態(tài)。本文規(guī)定當(dāng)燃燒室壓強達到平衡壓強80%所需的時間為點火延遲時間[27]，零點時刻取為點火具開始工作時間，即坐標(biāo)軸零時刻。本節(jié)主要研究了點火藥量、推進劑燃速及隔離裝置強度等因素對點火瞬態(tài)的影響。

3.2.1 點火藥量對點火延遲影響

點火藥量的多少決定了點火具出口質(zhì)量流率，影響推進劑首次點燃時間及燃燒室后續(xù)建壓過程，為分析不同點火藥量對雙脈沖發(fā)動機點火延遲的影響，本節(jié)對不同點火質(zhì)量流率對二脈沖點火延遲進行了數(shù)值研究。

圖11給出了第二脈沖燃燒室壓強時間曲線。為便于比較，后續(xù)研究中，均選取監(jiān)測點2的壓強時間曲線作為研究對象。

圖11 第二脈沖燃燒室壓力時間歷程隨點火藥量變化情況

從圖11可看出，在不同點火藥量下，各工況壓強時間曲線趨勢基本一致，但隔離裝置破碎時間及達到平衡壓強時間有所差別。表2給出了不同點火質(zhì)量流率工況下各特征時間參數(shù)。其中，tq和teq分別為點火延遲時間和達到平衡壓強時間；tig為推進劑首次點燃時間。由表2可見，點火質(zhì)量流率越大，推進劑首次點燃時間和點火延遲時間隨之變短，但總體上對改善發(fā)動機點火性能影響較小，這是由于點火具工作時間較短，點火燃?xì)饪偭坑邢?，且雙脈沖發(fā)動機點火過程燃燒室空腔較大所致。

3.2.2 推進劑燃速對點火延遲影響

推進劑燃速決定了燃?xì)猱a(chǎn)生速率。因此，對點火過程中燃燒室建壓有重要影響。推進劑燃速壓強指數(shù)n表征了燃速對壓強變化敏感度，而雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火瞬態(tài)過程中燃燒室壓強變化較大。因此，有必要開展不同燃速對點火延遲影響的研究，各推進劑燃速參數(shù)見表3。

表2 第二脈沖點火特性參數(shù)隨點火藥量變化情況

表3 推進劑燃速參數(shù)

圖12為第二脈沖點火過程第二脈沖燃燒室壓強時間曲線隨推進劑燃速變化情況。由圖12可知，在不同推進劑燃速條件下，總體上燃燒室建壓歷程趨勢基本一致，但點火延遲時間及燃燒室壓強爬升至平衡壓強的時間存在較大差異。這是因為隨著時間的推進，推進劑開始被點燃，并進行燃?xì)饧淤|(zhì)，推進劑燃速不同，對燃燒室建壓的影響就逐漸顯現(xiàn)出來，致使燃燒室壓強變化呈現(xiàn)出明顯區(qū)別。由于Prop_1#推進劑燃速壓強指數(shù)小，在達到平衡壓強前燃速較高，推進劑燃?xì)饧淤|(zhì)量大。因此，燃燒室壓強上升迅速。而Prop_3#燃速壓強指數(shù)較大，在達到平衡壓強前燃速較小。因此，點火延遲及達到平衡壓強時間較長。

圖12 第二脈沖燃燒室壓力時間歷程隨燃速變化情況

另一方面，在隔離裝置破碎后，由于第二脈沖燃燒室內(nèi)高溫高壓燃?xì)庋杆偬畛涞谝幻}沖燃燒室空腔，造成第二脈沖燃燒室壓強突降，此時，由于Prop_1#推進劑燃速壓強指數(shù)較小，燃速受壓強變化影響較小。由局部放大圖可以看出，在隔離裝置破碎后，Prop_3#推進劑由于燃速壓強指數(shù)較大，燃速受壓強變化影響大，燃燒室壓降最大，最終達到平衡壓強的時間也最長。表4為不同推進劑燃速下點火延遲時間和達到平衡壓強時間。

表4 第二脈沖點火特性參數(shù)隨燃速變化情況

表4中數(shù)據(jù)表明，推進劑燃速對雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火延遲有較大影響，點火延遲時間及達到平衡壓強時間隨著推進劑燃速的提高顯著縮短。因此，在滿足其他設(shè)計要求的前提下，采用高燃速推進劑，能夠有效降低燃燒室壓力突降對推進劑燃速的影響，對提高點火性能作用較大。

3.2.3 隔離裝置強度對點火延遲影響

隔離裝置在雙脈沖發(fā)動機工作過程中具有重要作用，是雙脈沖發(fā)動機關(guān)鍵設(shè)計之一。本節(jié)研究了不同強度的隔離裝置對第二脈沖點火過程影響。圖13給出了不同破碎強度條件下燃燒室建壓過程。

圖13 第二脈沖燃燒室壓力時間歷程隨隔離裝置強度變化情況

從圖13可見，隔離裝置強度對燃燒室建壓歷程影響不大，對改善點火性能基本沒有影響，其影響主要表現(xiàn)在隔離裝置破碎前后第二脈沖燃燒室的壓降。但從總體上看，點火延遲時間和達到平衡壓強時間基本一致。這是因為在不同強度隔離裝置條件下，隔離裝置破碎前各工況燃燒室壓強差別較大，但在隔離裝置破碎后，第二脈沖燃燒室壓強在經(jīng)過突降后差別不大，從局部放大圖可清晰看出，在8 ms時刻左右，各工況燃燒室壓強差別很小。因此，推進劑燃?xì)饧淤|(zhì)速率差別較小，最終導(dǎo)致燃燒室壓強爬升過程沒有太大區(qū)別。

計算結(jié)果表明，從總體上看，隔離裝置強度對燃燒室建壓歷程影響較小，在工程上，不建議采用該方案來提高雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火性能。

4 結(jié)論

(1)基于耦合傳熱計算方法，采用高精度計算格式，開發(fā)了一套瞬態(tài)流場計算程序。實驗驗證表明，本文所開發(fā)計算程序適用于固體火箭點火瞬態(tài)模擬，計算結(jié)果具有一定的精度和可靠性。

(2)基于所開發(fā)計算程序，模擬了雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火瞬態(tài)過程，計算結(jié)果揭示了點火瞬態(tài)過程中流場的流動特征，并清晰刻畫了火焰?zhèn)鞑v程，對從理論角度分析第二脈沖點火瞬態(tài)過程及提高雙脈沖發(fā)動機設(shè)計具有一定參考意義。

(3)與傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機不同，雙脈沖發(fā)動機第二脈沖點火過程包含燃燒室建壓，隔離裝置破碎，燃燒室壓力突降再爬升等過程，在隔離裝置破碎初期，燃燒室內(nèi)產(chǎn)生高度欠膨脹射流現(xiàn)象，內(nèi)流場變化非常劇烈。

(4) 提高點火藥量能縮短推進劑首次點燃時間和點火延遲時間，但總體上對提高發(fā)動機點火性影響較??；在滿足其他設(shè)計指標(biāo)時，采用高燃速推進劑對點火性能改善最為明顯，點火延遲時間及發(fā)動機達到平衡壓強時間均能顯著縮短；發(fā)動機點火性能基本不受隔離裝置強度影響。