彈壁開孔對反推發(fā)動機推力性能影響分析

劉 沛，田凌寒，李 耿，余文學

(西安航天動力技術研究所固體火箭發(fā)動機燃燒、熱結構與內流場國防科技重點實驗室，西安 710025)

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)術導彈中，常采用帶有偏置式斜切噴管的反推發(fā)動機來消除級間分離過程中主發(fā)動機的后效推力，保證級間分離的可靠實施。由于燃燒室軸線與彈體軸線平行，采用帶有偏置式斜切噴管的反推發(fā)動機具有安裝方便、定位可靠的優(yōu)點。

通常設計中，噴管出口面與彈壁外壁齊平，彈壁開孔對反推發(fā)動機推力性能無影響。特殊情況下，噴管出口面設計與彈體內壁齊平，此時彈壁開孔可以看作是反推發(fā)動機噴管的延伸，一定程度上會對反推發(fā)動機的推力性能造成影響。

文中通過數(shù)值仿真方法[1]對偏置式斜切噴管內流場進行分析[2-7]，并對不同彈壁開孔狀態(tài)下反推發(fā)動機的推力性能進行對比，得到彈壁開孔對反推發(fā)動機推力性能的影響規(guī)律，為導彈總體設計和工程應用提供一定參考。

1 計算模型及數(shù)值方法

1.1 計算模型

選取零時刻反推發(fā)動機內部區(qū)域(含噴管和部分燃燒室內腔)和彈壁開孔內部作為計算域建立模型，此時噴管喉部未燒蝕，喉徑為初始喉徑；由于發(fā)動機點火建壓過程迅速，喉襯燒蝕可以忽略不計，根據(jù)發(fā)動機試車實測曲線，認為發(fā)動機平衡段起始壓強為零時刻壓強，對應推力為零時刻推力。

已知某導彈用反推發(fā)動機噴管為偏置式斜切結構，噴管偏置角(噴管軸線與燃燒室軸線夾角)為30°，斜切角為30°，初始喉徑為26 mm，噴管擴張段內型面為兩段錐結構，初始擴張半角為14°，出口擴張半角為6°，假設噴管出口面與彈壁內側齊平且完全貼合，彈壁上根據(jù)噴管出口形狀開有一類橢圓形開孔，彈壁厚16 mm，計算模型如圖 1所示。

圖1 計算模型圖

1.2 數(shù)值方法

控制方程采用三維定?？蓧嚎s粘性平均N-S方程，采用二階精度的壓強耦合的半隱式算法求解。湍流模型采用標準k-ε模型，粘性按三系數(shù)薩瑟蘭(Sutherland)定律給定，計算中忽略化學反應、氣體混合和兩相流動。

1.3 網格劃分

對計算域進行六面體網格劃分，軸向和周向網格節(jié)點均勻分布，在壁面處對網格進行加密，使第一層網格的y+接近1，近壁區(qū)域網格平滑過渡。網格結構圖如圖2所示。

圖2 計算網格結構圖

1.4 邊界條件

計算采用壓力入口和壓力出口邊界，壓力入口給定燃燒室總溫3 500 K，總壓27.2 MPa；壓力出口按地面大氣條件給定，出口總溫298 K，總壓95.0 kPa；壁面采用絕熱無滑移邊界。

1.5 數(shù)值方法驗證

為了驗證數(shù)值仿真方法的準確度和可信度，對零時刻地面試車狀態(tài)下(無彈壁開孔影響)反推發(fā)動機推力性能進行計算，并與試車結果進行對比。

圖3、圖4分別為零時刻反推發(fā)動機z=0對稱面壓強分布和速度分布云圖，計算結果表明，氣流流速在噴管出口遠端(圖中右端)達到最大值2 491.5 m/s；噴管出口近端(圖中左端)氣流壓強高于環(huán)境壓強，氣流處于欠膨脹狀態(tài)。根據(jù)固體火箭發(fā)動機原理[8]，對反推發(fā)動機入口面和噴管壁面壓強進行積分，得到反推發(fā)動機燃燒室軸向推力為17.22 kN，試驗實測值為17.02 kN，相對誤差為1.18%，計算結果與試驗結果吻合良好，計算方法得到驗證，結果可信。

圖3 z=0對稱面壓強分布云圖

圖4 z=0對稱面速度分布云圖

2 計算結果與分析

采用上述方法對彈上安裝狀態(tài)下(有彈壁開孔影響)反推發(fā)動機推力性能進行計算，并與地面試車條件下計算結果進行對比，從而得到彈壁開孔對反推發(fā)動機推力性能的影響規(guī)律。

2.1 彈壁開孔為直孔

彈壁開孔為直孔條件下，反推發(fā)動機z=0對稱面壓強分布云圖和速度分布云圖分別如圖5、圖6所示。結果表明，氣流流速在彈壁開孔近端達到最大，最大速度為3 002.9 m/s，大于地面試車條件下的計算結果，其對應壓強為53.5 kPa，低于外界環(huán)境壓強。這是因為噴管出口近端氣流處于欠膨脹狀態(tài)，氣流從噴管出口流出后繼續(xù)膨脹，速度增大，壓強隨之降低。彈壁開孔遠端近壁區(qū)域存在一個低速區(qū)，造成這種結果的原因是氣流從噴管出口遠端流出后，受到彈壁開孔的阻礙，流速降低。

圖5 彈壁直開孔條件z=0對稱面壓強分布云圖

圖6 彈壁直開孔條件z=0對稱面速度分布云圖

此時彈體受到反推發(fā)動機的燃燒室軸向推力為13.27 kN，與地面試車條件相比，推力下降，下降幅度為22.93%，表明彈壁直開孔作為噴管的延伸，雖然可以增大氣流局部流速，卻會造成反推發(fā)動機推力性能大幅損失。

2.2 彈壁開孔為直孔+遠端倒角

為了減小彈壁開孔造成的反推發(fā)動機推力性能損失，對彈壁開孔遠端進行倒角，開孔近端保持直段，直段與倒角段間圓滑過渡，如圖 7所示。

圖7 彈壁開孔為直孔+遠端倒角模型圖

計算得到z=0對稱面壓強分布和速度分布云圖分別如圖8、圖9所示。對比圖6和圖9發(fā)現(xiàn)，倒角后彈壁開孔遠端低速區(qū)范圍縮小，表明流動損失有所降低。

圖8 彈壁直開孔+遠端倒角條件z=0對稱面壓強分布云圖

圖9 彈壁直開孔+遠端倒角條件z=0對稱面速度分布云圖

此時彈體受到的反推發(fā)動機的燃燒室軸向推力為15.53 kN，與地面試車條件相比，推力損失幅度為9.81%，比彈壁直開孔條件推力損失幅度降低了57.22%。這表明在彈壁開孔遠端增加倒角，可以大幅改善彈壁直開孔造成的反推發(fā)動機推力性能損失。

2.3 彈壁開孔為斜孔

為了進一步改善彈壁開孔對反推發(fā)動機的性能影響，將彈壁開孔設計為斜孔，此時彈壁開孔相當于噴管擴張段的平滑延伸，噴管的最大擴張比增大。計算得到z=0對稱面壓強分布和速度分布云圖分別如圖10、圖11所示，與無彈壁開孔條件下類似。

圖10 彈壁斜開孔條件z=0對稱面壓強分布云圖

圖11 彈壁斜開孔條件z=0對稱面速度分布云圖

此時彈體受到反推發(fā)動機的燃燒室軸向推力為17.93 kN，比地面試車條件推力上升了4.12%。這表明彈壁斜開孔不僅不會造成反推發(fā)動機的推力性能損失，還可以提高反推發(fā)動機的推力性能。

3 結論

通過對不同彈壁開孔條件下反推發(fā)動機的推力性能進行計算和對比分析，得到了彈壁開孔對反推發(fā)動機的推力性能影響規(guī)律：

1)彈壁直開孔會造成反推發(fā)動機推力性能的大幅降低；在彈壁直開孔遠端增加倒角可以有效減小反推發(fā)動機的推力性能損失。

2)彈壁斜開孔可以提高反推發(fā)動機的推力性能。