李棟 仇振安 王鋒 張宏飛 郭垠昊

摘要：通過對雙下側(cè)進氣布局的固體火箭沖壓發(fā)動機進氣道進氣交匯位置變化的各狀態(tài)進行三維燃燒數(shù)值仿真，研究固定一次燃氣時進氣交匯位置對固體火箭沖壓發(fā)動機性能的影響。仿真結(jié)果表明，進氣交匯點從遠離進氣道一側(cè)向靠近進氣道變化時，固體火箭沖壓發(fā)動機補燃室摻混燃燒程度將隨之改變，導(dǎo)致補燃室出口溫度場的畸變度先降低、后增加、再降低，當(dāng)交匯點在補燃室中心時補燃室出口的不均勻度達到最大;同時發(fā)現(xiàn)發(fā)動機的推力與出口截面溫度場的畸變度變化規(guī)律相反，即畸變度越低發(fā)動機性能越高;亦發(fā)現(xiàn)補燃室出口處溫度場均勻時發(fā)動機噴管內(nèi)的損失也會較低。

關(guān)鍵詞： 進氣道交匯位置;固體火箭沖壓發(fā)動機;補燃室;燃燒仿真;推進系統(tǒng)

中圖分類號：TJ763;V435? 文獻標(biāo)識碼： A? 文章編號： 1673-5048（2021）02-0100-04

0 引? 言

整體式固體火箭沖壓發(fā)動機具有比沖高、質(zhì)量輕、速度快、體積裝填率高、可維護性好等諸多優(yōu)點，能夠最大限度地滿足新一代戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈對動力的需求[1-2]。國外對這種發(fā)動機的研究已取得了突破性進展，并成功應(yīng)用于新型導(dǎo)彈。

國內(nèi)外在該領(lǐng)域開展了廣泛的研究，不斷完善其性能預(yù)測模型[3-4]，分析了雙下側(cè)進氣構(gòu)型[3，5]、兩側(cè)進氣[6-7]和下頜式進氣[8]的固體火箭沖壓發(fā)動機性能的優(yōu)缺點。并在同一構(gòu)型中研究了進氣角度、燃氣噴射方式與角度、補燃室長度、空燃比等對發(fā)動機性能的影響[5，9-11]。但這些研究多是從單一部件的角度研究其對性能的影響，尚未見從部件匹配的角度進行相關(guān)研究的文獻。

本文針對一種頭部雙下側(cè)進氣的整體式固體火箭沖壓發(fā)動機，研究進氣道進氣交匯位置改變對整體式固體火箭沖壓發(fā)動機性能的影響，以及進氣道安裝角與一次燃氣射流匹配引起發(fā)動機性能的變化，進而希望驗證部件匹配性對固體火箭沖壓發(fā)動機性能優(yōu)化的可行性。具體為固定燃氣噴射位置（在靠近進氣道一側(cè)L=0.388處，出口為矩形，一次燃氣出口馬赫數(shù)為1.88），針對9個狀態(tài)建立幾何模型，各模型之間的差別在于進氣道氣流交匯位置不同，如圖1所示。其中L的單位為發(fā)動機補燃室半徑，L>0的模型氣流交匯點在遠來流方向（遠離進氣道一側(cè)），L<0的模型氣流交匯點在近來流方向（靠近進氣道一側(cè)），而L=0的模型氣流交匯點在補燃室的軸線上（以該工況為基準(zhǔn)工況）。具體如表1所示。

1 計算模型與網(wǎng)格劃分

1.1 物理模型

本文選擇固體火箭沖壓發(fā)動機連管試驗樣機流場進行研究。由于研究對象為對稱體，且不需考慮迎角和側(cè)滑角組合的情況，流動具有對稱性，為減少計算量，取整個發(fā)動機結(jié)構(gòu)的1/2作為計算域，結(jié)構(gòu)如圖2所示。

1.2 數(shù)學(xué)模型

整體式固體火箭沖壓發(fā)動機補燃室的流動和燃燒情況復(fù)雜，一般通過求解流體力學(xué)中的雷諾時均N-S方程進行研究。其中流動狀態(tài)為湍流流動，本文采用壁面強化的k-ε兩方程湍流模型，近壁面附面層內(nèi)的流動采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進行?；幚怼Ｈ紵Ｐ筒捎梅穷A(yù)混的PDF模型，具體是將湍流流動和化學(xué)反應(yīng)間的相互作用考慮為一個概率密度函數(shù)的關(guān)系，如圖3所示。

為了模擬整體式固體火箭沖壓發(fā)動機補燃室的燃燒和流動狀態(tài)，對本文所用模型作如下假設(shè)：

（1） 將一次燃氣成分簡化為B（30%）、C4H6（30%）、AP（40%）燃燒后的產(chǎn)物，通過熱力計算求解相應(yīng)組分;

（2） 所有氣體相為滿足氣體狀態(tài)方程的理想氣體;

（3） 固定壁面均為絕熱壁面，不參與任何化學(xué)反應(yīng)。

1.3 邊界條件

計算中，空氣和燃氣的邊界條件均為入口邊界，出口邊界為壓力出口，壁面為無滑移的絕熱壁面邊界，對稱面設(shè)為對稱邊界，具體設(shè)置如表2所示。

1.4 計算網(wǎng)格

本文的研究采用專業(yè)的網(wǎng)格生成工具進行網(wǎng)格劃分，經(jīng)網(wǎng)格驗證最終生成六面體網(wǎng)格，如圖4所示?？紤]到進氣轉(zhuǎn)彎段結(jié)構(gòu)、流動復(fù)雜，以及要保證網(wǎng)格過渡均勻的前提下進行網(wǎng)格局部加密，以提高計算的精度和效率。考慮到湍流模型和邊界層效應(yīng)的影響，在壁面網(wǎng)格進行加密，并保證Y+在50～200之間。

2 模型驗證

為驗證本文采用的仿真計算模型，對某頭部兩側(cè)進氣的整體式固體火箭沖壓發(fā)動機的典型工況（高度為20 km，飛行馬赫數(shù)3.6）狀態(tài)進行仿真，并與相應(yīng)的連管試驗結(jié)果進行對比，如表3所示。可以看到仿真計算得到的壓強與試驗測得的壓強之間的誤差小于3%。這表明本文采用的仿真計算方法具有較高的準(zhǔn)確性，可用于整體式固體火箭沖壓發(fā)動機性能預(yù)測。

3 計算結(jié)果與分析

由圖5可見，隨著氣流交匯點位置L從1.13到-0.46變化，補燃室出口截面上的高溫區(qū)開始處于近來流位置，接著逐漸轉(zhuǎn)移到補燃室軸線附近，最后再轉(zhuǎn)移到遠來流方向。出現(xiàn)這樣的現(xiàn)象是由進氣道氣流與一次射流燃氣之間相互摻混的情況決定的：當(dāng)L=1.15時，進氣道氣流交匯點在遠來流方向，而一次燃氣射流則偏向近來流方向，在補燃室靠后的位置空氣將燃氣壓向近來流一側(cè)，使得摻混燃燒區(qū)域靠近來流壁面區(qū)域，所以在補燃室的近來流方向出現(xiàn)高溫區(qū);而當(dāng)L在0.58～0.24范圍時，雖然進氣道氣流交匯點仍在遠來流方向，但此時的氣流交匯點已經(jīng)向補燃室軸線附近移動，一次燃氣射流能夠穿過進氣道氣流，使得摻混燃燒區(qū)域在發(fā)動機補燃室軸線附近，因此，高溫區(qū)也逐漸從近來流區(qū)域轉(zhuǎn)移到軸線附近;當(dāng)L在0.24～-0.46范圍時，由于氣流交匯點逐漸移向近來流方向，一次燃氣射流被進氣道氣流擠壓向遠來流方向，導(dǎo)致高溫區(qū)出現(xiàn)在遠來流方向。

由圖6可見，當(dāng)L在1.15～0.24范圍時，出口截面速度分布要比L在0～-0.46范圍下各工況的要均勻，而且低速區(qū)域的變化規(guī)律與補燃室出口截面上的靜溫圖中低溫區(qū)域的分布變化規(guī)律相似，這也是由進氣道氣流與燃氣發(fā)生器射流之間相互摻混燃燒的情況決定的。

對仿真結(jié)果進一步分析，計算溫度畸變：

D=（Tmax-Tmin）/Tave

式中：D為畸變度;Tmax為對應(yīng)截面上的最高溫度;Tmin為對應(yīng)截面上的最低溫度;Tave為對應(yīng)截面上的平均溫度。

理論推力計算公式：

F=m··v+（pe-pa）·A

式中：F為理論臺架推力;m·為質(zhì)量流量;v為出口截面平均速度;pe為出口截面平均壓強;A為出口截面面積;pa為環(huán)境壓強。

圖7為溫度畸變度和推力隨著氣流交匯位置的變化規(guī)律。氣流交匯位置L在1.15～-0.46范圍變化時，溫度畸變度隨著L的變化先減小、后增大再減小，這是由發(fā)動機補燃室摻混燃燒的均勻度決定的。L在0.24～0.58附近的溫度畸變度較小，在45%～60%之間，即摻混燃燒較好，而其他交匯點狀態(tài)的溫度畸變度則要稍微大一些。L=0時，補燃室出口截面溫度畸變度最大，達到了122%，說明燃氣噴口在近來流位置的情況下，進氣道進氣的交匯位置在遠來流時有利于補燃室摻混燃燒的進行。推力與溫度畸變度變化規(guī)律相反。L在1.15～0.24范圍時，各工況推力較其他工況要大一些。當(dāng)L=0.46時（工況3），推力值達到最大。結(jié)合圖5可以看到，該工況下一次燃氣與空氣摻混形成的高溫區(qū)剛好在補燃室中間部分，即該狀態(tài)一次燃氣與空氣摻混燃燒得最好。此時無論L增大還是減小，均會使高溫區(qū)偏向補燃室一側(cè)，降低摻混燃燒的效率，造成畸變度隨L變化線的轉(zhuǎn)折。

當(dāng)L=0時（工況6），理論推力最小，以之為基準(zhǔn)，可得工況3提升最大，為19.3%，其他工況較工況6也有明顯提升。說明發(fā)動機的性能與摻混燃燒的程度有著密切聯(lián)系，摻混燃燒效果越好，補燃室出口截面溫度場越均勻，則發(fā)動機的性能就越好，即選擇合適進氣交匯位置與一次燃氣射流匹配得當(dāng)，將會明顯提高整個固體火箭沖壓發(fā)動機的性能。

圖8展示了各工況的噴管總壓恢復(fù)系數(shù)和補燃室總壓恢復(fù)系數(shù)。各工況下的補燃室總壓恢復(fù)系數(shù)基本差別不大（在97%～98.5%范圍內(nèi)），僅工況3稍高，說明改變進氣道交匯點位置對發(fā)動機補燃室流動損失的影響較小。結(jié)合圖9可知，

隨著發(fā)動機內(nèi)特征總壓L下降均是先增大、后減小、再增大，與溫度畸變的規(guī)律相反。即摻混燃燒引起補燃室流動和溫度均勻度變化，會較大程度影響到噴管的性能，即較均勻的噴管入口參數(shù)（補燃室出口溫度、速度）將對應(yīng)較高的總壓恢復(fù)，有利于獲得較高的發(fā)動機性能。

4 結(jié)? 論

本文通過數(shù)值仿真研究了固體火箭沖壓發(fā)動機進氣道安裝方式對發(fā)動機性能的影響 ，即進氣道交匯點位置從1.15到-0.46變化時，發(fā)動機性能隨之變化的規(guī)律：

（1） 發(fā)動機補燃室摻混燃燒變化劇烈，導(dǎo)致補燃室出口流場的均勻度先降低、后增加、再降低，溫度畸變的變化規(guī)律與之相同;

（2） 發(fā)動機的理論推力與出口截面溫度場的畸變度變化規(guī)律相反;

（3） 補燃室出口溫度場均勻時，發(fā)動機噴管內(nèi)的流動損失也較低。盡管固體火箭沖壓發(fā)動機進氣交匯位置的變化對補燃室摻混的流動損失影響較小，但補燃室的燃燒組織情況會受影響。補燃室的壓強、噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)亦會左右發(fā)動機的性能。

參考文獻：

[1] 樊會濤，崔顥，天光. 空空導(dǎo)彈70年發(fā)展綜述[J]. 航空兵器，2016（1）： 3-12.

Fan Huitao，Cui Hao，Tian Guang. A Review on the 70-Year Development of Air-to-Air Missiles[J]. Aero Weaponry，2016（1）： 3-12. （in Chinese）

[2] 曹軍偉，王虎干. 固體火箭沖壓發(fā)動機在空空導(dǎo)彈上應(yīng)用的優(yōu)勢[J]. 航空兵器，2009（2）： 47-49.

Cao Junwei，Wang Hugan. Predominance of Ducted Solid Rocket Ramjet Applied to Airborne Missile[J]. Aero Weaponry，2009（2）： 47-49.（in Chinese）

[3] Kim S J，Natan B. Inlet Geometry and Equivalence Ratio Effects on Combustion in a Ducted Rocket[J]. Journal of Propulsion and Power，2015，31（2）： 619-631.

[4] 張磊，周長省，鞠玉濤.? 燃氣側(cè)噴固沖發(fā)動機補燃室流場三維數(shù)值研究[J]. 計算機仿真，2008，25（5）： 61-63.

Zhang Lei，Zhou Changsheng，Ju Yutao.? 3D Numerical Simulation of Flow Field in Secondary Combustion Chamber of Fuel Gas Dual-Injection Ramjet Engine[J].? Computer Simulation，2008，25（5）： 61-63.? （in Chinese）

[5] 單睿子，曹軍偉，莫展，等. 基于試驗設(shè)計的固體火箭沖壓發(fā)動機燃燒效率規(guī)律研究[J]. 航空學(xué)報，2015，36（9）： 2859-2868.

Shan Ruizi，Cao Junwei，Mo Zhan，et al.? Research of Solid Ducted Rocket Combustion Efficiency Based on Design of Experiment Metho-dology[J].? Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（9）： 2859-2868. （in Chinese）

[6] 王希亮，孫振華，賀永杰，等.? 頭部兩側(cè)進氣固沖發(fā)動機補燃室內(nèi)流場研究[J].? 航空兵器，2011（5）： 51-55.

Wang Xiliang，Sun Zhenhua，He Yongjie，et al.? Research on Internal Flowfield in Afterburning Chamber of Ducted Rocket with a Head Bilateral Inlet Configuration[J].? Aero Weaponry，2011 （5）： 51-55.? （in Chinese）

[7] 王希亮，陳志明，孫振華.? 某兩側(cè)進氣固沖發(fā)動機二次燃燒性能提升仿真研究[J].? 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2017，37（4）： 98-100.

Wang Xiliang，Chen Zhiming，Sun Zhenhua.? Research on the Simu-lation of Two Times Combustion Performance Enhancement of a Bilateral Intake Ramjet[J].? Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2017，37（4）： 98-100.? （in Chinese）

[8] 楊玉新，段艷娟，平麗，等. 下頜式進氣道固沖發(fā)動機二次燃燒性能研究[J].? 固體火箭技術(shù)，2017，40（4）： 403-408.

Yang Yuxin，Duan Yanjuan，Ping Li，et al.? Performance Investigation of the Secondary Combustion for Ducted Rocket with Chin Inlet[J].? Journal of Solid Rocket Technology，2017，40（4）： 403-408.? （in Chinese）

[9] 莫展，孫振華，張娜.? 補燃室長度對固沖發(fā)動機性能的影響分析[J].? 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2013，33（3）： 112-114.

Mo Zhan，Sun Zhenhua，Zhang Na.? The Analysis of the Effect of Afterburning Chamber Length on the Performance of Solid Rocket Ramjet[J].? Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2013，33（3）： 112-114.? （in Chinese）

[10] 何順強，胡凡，劉杰.? 固沖發(fā)動機燃氣噴頭對燃燒性能的影響研究[J].? 計算機仿真，2015，32（11）： 97-100.

He Shunqiang，Hu Fan，Liu Jie.? Effects of SDR Gas Injector on Combustion Efficiency[J].? Computer Simulation，2015，32（11）： 97-100.? （in Chinese）

[11] 段艷娟，史旭，楊玉新，等.? 關(guān)鍵參數(shù)對固沖發(fā)動機二次燃燒性能影響規(guī)律及優(yōu)化[J].? 固體火箭技術(shù)，2016，39（3）： 317-320.

Duan Yanjuan，Shi Xu，Yang Yuxin，et al.? Effects and Optimization of Key Parameters on the Secondary Combustion Efficiency of Ducted Rocket Motor[J].? Journal of Solid Rocket Technology，2016，39（3）： 317-320. （in Chinese）

Simulation Research on Influence of Inlets Crossing

Position on Solid Ducted Rocket Performance

Li Dong*，Qiu Zhenan，Wang Feng，Zhang Hongfei，Guo Yinhao

（Military Representative Office of Army Aviation Equipment Department in Luoyang District，Luoyang 471009，China）

Abstract： A? 3D combustion simulation research? about the varied inlets crossing positions of the solid ducted rocket with? two inlets is carried out to study the influence of inlets crossing position on the performance of solid ducted rocket with fixed primary fuel injection.? The performance of solid ducted rocket changes greatly when the crossing position moves from the side far away from the inlet to the side near the inlet.? And the? temperature field distortion at the outlet of the combustor declines at first，then it rises，but it decreases in the end. When crossing position is at the center of the combustor，the nonuniformity of the combustor outlet reaches the maximum.? While the performance of solid ducted rocket opposites with the? temperature field distortion，that means，the lower the distortion，the higher the engine performance

. When the? temperature field at the combustor outlet is uniformity，the less nozzle lost would be gotten as well.

Key words： inlets crossing position;solid ducted rocket;combustor;combustion simulation; propulsion system

收稿日期：2020-04-28

作者簡介：李棟（1974-），男，陜西西安人，碩士研究生，研究方向為控制理論與控制工程。