基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究.pdf

第 卷 第 期兵 器 装 备 工 程 学 报 年 月 收稿日期:修回日期:基金项目:国防科技创新特区项目()作者简介:张晨辉()男硕士副研究员:.:./.基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究张晨辉谢波涛王宝林杨 洋(中国兵器工业试验测试研究院 陕西 华阴)摘要:为解决火箭橇试验橇载喷管背压过高的问题验证引射装置设计的可行性建立了二维引射性能预估模型利用 软件并采用 湍流模型研究引射装置及其关键设计参数对喷管内部流场的影响揭示了试验装置内外流场掺混机理 数值分析结果表明:引射装置适用于大扩张比、低 数试验工况引射装置总压、引射流量越大引射效应越明显引射装置与喷管尾端的距离、引射角度大小与引射效率呈负相关设计中应保证引射装置燃气/空气流量比为.以上引射位置在中部和后部时激波前的试验面积分别增加了.、.引射装置的加入使得试验段平均马赫数由.提升至.均匀度提高约 关键词:火箭橇喷管引射装置扩张比本文引用格式:张晨辉谢波涛王宝林等.基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究.兵器装备工程学报():.:.():.中图分类号:文献标识码:文章编号:()():./.:引言火箭橇试验是介于风洞试验和全尺寸自由飞行试验之间的一种大型现代化地面动态测试试验系统通过利用火箭发动机推动火箭橇车在专用滑轨上高速前进来模拟真实的试件飞行速度、加速度和高速气流环境获得试件的动态试验数据进而分析其气动特性 常规火箭橇试验相比风洞试验一个显著的不足之处是它无法对高空来流进行模拟根本原因在于火箭橇试验都是在地面进行其来流条件只能是地面 高度处的大气来流 对于该问题可以在火箭橇试验件上游增加进气道使得气流在到达试验区域之前加速并降低静压以模拟高空高速来流 等在火箭橇上固定一个收敛/扩张喷管实现高海拔气流状态模拟通过仿真及试验方法验证了方案的可行性 但是该装置存在着喷管结构过膨胀现象使得试验器内部存在着激波现象出口处背压较大无法实现试件周围气流顺利膨胀针对上述研究背景国内外开展了一些研究工作 等对霍洛曼高速飞行测试轨道的测试手段进行了阐述为了模拟高海拔下的低压强以及低温度在火箭橇上固定一扩张喷管实现了高海拔环境的模拟针对高背压引起的测试环境的流场激波问题在尾部增加一个低压容器起到保护作用 等在火箭橇上放置一喷管对来流进行加速减压模拟高空环境分析了收敛/扩张喷管和扩张喷管的流场特征研究显示 种结构各有优缺点收敛/扩张喷管会产生较大的阻力 目前引射在火箭冲压组合循环发动机()中应用较多经常采用引射方式抽吸外界空气解决了发动机低速启动问题 黄生洪针对 发动机分析了 的引射模态建立了三维燃烧流场分析了流场特征以及掺混损失问题 针对 的引射能力林彬彬等分析了主次流总压比对空气引射的影响 掺混过程是 的重要过程张建东等对 发动机内的气流掺混过程进行了仿真计算分析了掺混段的长度和出口静压对掺混和发动机性能的影响为了避免收敛段对火箭橇产生较大的气动阻力本文中只保留扩张段的设计由于引射装置可改变流场静压的性质为了探索火箭橇喷管背压的新型改善方法借鉴引射装置在 发动机中的应用本文中开展喷管背压控制引射装置与试验系统的参数匹配性研究通过计算流体力学方法对二维流场进行了计算并利用控制变量法研究低马赫、大扩张比情况下不同引射器设计参数对引射效果的影响规律提出引射装置设计原则并评估背压控制效果为后续的引射装置的研制提供参考 研究对象本文中研究对象由扩张喷管和尾流道组成扩张喷管作用在于将低速来流气流膨胀加速为高速气流内型面由曲面扩张段和直筒试验段组成在来流马赫数不变的情况下通过固定直筒试验段调节曲面扩张段与直筒试验段之间的夹角来改变扩张比/为被试品等提供连续变马赫数试验条件仿真模型结构如图 所示图 仿真模型结构示意图.其中试验段宽度 .入口 根据扩张比确定.轴向长度、分别为.、.、.在后续的引射参数影响分析部分对模型进行了简化忽略了壳体壁厚即用一条线表示内外流场的分界线大角度的尾流道作为扩张型流道起到了遮挡作用可改变装置外部气流的方向将激波位置后移降低等效背压同时考虑在壁面安装引射装置研究其对试验流场分布的影响如图 所示图 中 表示引射装置的安装倾斜角 引射角度图 仿真模型简化示意图.数值方法进口边界条件设置为压力远场来流压强为 温度为 出口为压强出口压强为 引射装置为质量流量入口边界见表 总温为 根据具体工况调节流量采用 软件湍流模型为 模型图、图 仿真模型的计算网格如图 所示在壁面附近均有 层的边界层控制在 以内保证满足湍流模型的要求 为了验证仿真计算精度对某试验模型进行计算将总压仿真值与试验空速管总压测试结果进行对比二者之间最大误差为.除去最大误差点其他误差变化范围约为.对仿真模型分别按照 万、万、万、万的规模进行网格划分开展仿真模型的网格无关性研究可知满足计算精度要求的网格量级应该在 万以上张晨辉等:基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究图 种仿真模型流场网格.计算结果及分析.引射装置工作条件引射装置的目的是为了消除扩张喷管内部激波因此只有在喷管内存在激波时引射装置才有存在的价值本部分主要分析喷管内存在激波的工况即引射装置的工作条件模拟高空的扩张喷管类似火箭发动机的尾喷管只有喷管产生正激波时试验段才会产生激波 根据一维等熵流理论以及正激波的公式(式()、式()本研究计算了不同工况下扩张喷管产生激波的条件 ()()式()、式()中:、分别为正激波前密度、速度、压强、分别为正激波后密度、速度、压强 为来流马赫数 为气体绝热指数模拟高空扩张喷管主要参数涉及喷管的扩张比和来流速度 根据上述公式表 给出了不同工况下管道内产生正激波的尾部压强条件由表 可知在来流马赫数为.、扩张比为、.、的情况下引射装置才起作用表 不同工况下的激波产生的背压()()扩张比.来流马赫数.来流马赫数为.、扩张比为、.、的情况下试验区域理论 数分别为.、.、.图 为 .各工况下 数云图 从图 中可以看到在扩张比为.情况下扩张比最大的直管道内的 数均达到了理论的最大值在试验管道的后部出现了一道正激波减速增压与外界环境匹配 在扩张比为.、.情况下激波已经前移到了试验段在试验段并不是严格的正激波形式出现而是以一定强度的斜激波形式出现图 来流 .、不同扩张比下的 数云图.同时可以看出扩张比为.、.时在试验段内有些区域的 数超过了理论值产生了过膨胀现象形成了激波反射现象使得试验段的 数出现了波动但 数波动并不大为了获得更均匀的速度场可以通过优化喷管扩张段的内型面避免尖点的出现减弱这种现象的影响对比仿真和理论计算可见在扩张比为.及.情况下(.)理论上会在直管内产生正激波仿真中并不是严格的一维等熵流动过程同时存在着前部的过膨胀现象因此出现了斜激波现象 在扩张比为.的工况下由于与临界值差异较小也不是严格的一维流动仿真中并没有出现激波现象 尽管有上述的差异但可以看出上述理论分析对引射装置与试验装置的匹配性进行了基本准确的预测阐述了激波存在的机理表明引射装置的加入是有效的并适用于低马赫数、大扩张比的试验工况.引射装置结构设计参数研究为研究引射装置对流场特征的影响机理以来流马赫数.、扩张比 的工况进行计算分析引射装置及不同引射设计参数对流场的影响具体参数取值见表 兵 器 装 备 工 程 学 报:/./表 仿真设计参数 总压/流量/()位置水平轴夹角/()工况.前部工况.中部工况.后部.引射装置对流场特征的影响选取工况分析引射装置对流场的影响图 为不包含尾流道、包含尾流道以及有引射装置 种情况下对称面压力云图 从仿真结果看出扩张型尾流道起到减速增压作用使得试验段的流场的背压降低扩张段对流场的影响不大 由图()可以看出将引射装置布置于尾流道的中间部位时试验段的低压高速区域明显扩大基本占据了整个试验段图 无/有引射情况下的压强云图./图 为速度云图及流线图 从图 中可以看出引射装置的高速燃气使得引射装置出口处的流速较高使得该截面的局部压强很低 该现象使得该截面的平均背压降低在引射装置下游产生激波使得管道中的来流空气实现进一步膨胀加速图 引射装置附近的流线图及速度云图.在该工况下引射器产生的下游激波较弱因而来流空气的进一步减速增压的空间有限同时在引射器上游产生回流区使得该区域的截面会产生减速增压的现象.引射装置总压对引射效应的影响通过上述的分析可知引射装置的工作原理是使得引射装置出口附近形成高速低压区从而使得激波处于引射装置的下游区域为上游提供较低的背压保证试验段能够得到充分的膨胀 现设定引射器流量为 /布置在喇叭口后部并与水平轴夹角为 计算.、.、.等 个引射装置总压下的流场特性不同引射总压下的压强云图如图 所示 由图 可知在.下直筒段出现了斜激波现象在.下激波位置移动到引射器的位置斜激波转换为了正激波在 下激波进一步向下游移动空气来流在背压作用下由正激波进一步转换为两道斜激波进而形成一道正激波实现了增压 总体而言随着总压的增加激波位置由引射装置的上游区域移动到了引射器的轴向位置及下游区域图 不同引射总压下的压强云图.引射装置轴向位置对引射效应的影响由于引射装置总压对整个装置的引射效果较大考虑到引射装置本身的压强限制本研究选取了.作为条件值的上限保持流量均为 /与水平轴夹角为 分析不同的轴向位置(前部、中部、后部)对引射效应的影响不同轴向位置的压力云图如图 所示 由图 可见随着引射器向后移动引射器出口的低压区增加在前部时扩张喷管的来流在引射器处出现了正激波在中部时来流空气与引射器交界处出现了斜激波经过激波反射最终通过一道正激波与尾流扩张段下游压强匹配在后部时来流空气形成的斜激波角度更小表明尾流扩张晨辉等:基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究张段下游的反压较小 相同的是激波位置基本位于引射器出口的截面处 随着引射装置向后移动尾流扩张段下游压强减小激波位置逐渐远离直筒段的试验区域对试验的影响减弱引射效果更好图 不同轴向位置的压力云图.分析图 可知相对于前部位置中部和后部时激波前的试验面积分别增加了.、.引射器靠近出口区域可以提供更多的膨胀扩张空间减小引射对试验装置的干扰.引射角度对引射效应的影响由上述分析可见引射装置位于后部位置压强为.时引射效果最佳在此基础上保持流量均为/分析引射装置水平夹角(、)对引射效果的影响不同喷射角度下的压力云图如图 所示 随着角度的增加引射气流流向装置中心位置阻碍了来流空气的流动在引射装置上游形成了回流区如图 所示回流区造成了气流喉道的形成使得在引射装置上游区域的来流空气形成了激波导致减速增压 分析云图可知引射角度为、时引射装置前部低于 的区域分别为.、.、故引射角度越大引射效果越差.引射燃气流量对引射效应的影响对于引射装置的工程化应用引射器的燃气流量越低越容易实现 因此基于上述几个因素的研究本部分选取最合适的结构形式仿真计算引射装置位于后部且水平放置压强为.时研究流量(、/)对引射效果的影响图 为不同流量下的压强云图 由图 可以明显看出随着流量的降低在更大流量、更高压强的来流冲击下径向的动量很快衰减为 使得引射装置高速燃气仅位于尾流道壁面对试验段正后方的膨胀气流影响减弱影响到上游的流动状态使得引射作用减弱当流量达到 /时引射气流基本在壁面附近流动引射效果可以忽略图 不同喷射角度下的压力云图.图 喷管内部流线图().()图 不同引射流量下的压强云图.分析图 可知引射燃气流量为、/时引射装置前部低于 的区域分别为.、.、.空兵 器 装 备 工 程 学 报:/./气流量等于来流速度、入口面积及空气密度三者相乘扩张比为 时入口高度为.计算模型中宽度为 故来流速度下空气流量约为 /因此设计中引射装置燃气/空气流量比不得小于.背压引射效果评估本文中背压引射效果的评估以试验段内的平均 数及 的均匀度作为定量分析依据 试验工况为来流马赫数.、扩张比 选择 /燃气流量、引射压强为 、水平放置于扩张型流道后部的有引射工况与无引射工况的计算结果进行对比 试验核心区域示意图如图 所示图 试验核心区域示意图.由于高速集中的试验段核心区域内划分的网格大小不同对流场数值模拟的结果进行处理时需要对不同大小网格下的马赫数进行加权处理计算公式为:()()()式()、式()中:为核心区内节点()上的马赫数为核心区内所有节点马赫数的平均值 为核心区内所有节点总数目流场马赫数的均匀度由核心区所有节点上马赫数的均方根偏差 表示 越小出口马赫数越均匀反之则流场的均匀性越差经过统计与计算得到了有引射以及无引射装置下的流场速度均匀度和平均值 见表 经计算 均匀度提高了 表 引射效果评估 马赫数平均值均匀度有引射.无引射.结论通过在橇载喷管后端设计扩张型尾流道并安装燃气发动机将高速气流引射出喷管在喷管背面形成高速气帘阻止喷管外背压压入喷管使得喷管后部形成不受环境大气影响的低压环境经研究得出以下结论:)在所研究的试验范围内在大扩张比、低 数下试验段会产生激波需要引入引射装置引射方案具有理论可行性)引射作用主要是通过高速气流作用在下游形成一低压区通过降低背压对上游膨胀加速的影响通过改变波系结构达到引射作用)引射装置总压的增加有利于引射效应引射位置在中部和后部时激波前的试验面积分别增加了.、.引射位置后移有利于引射效应引射角度为、时引射装置前部低于 的区域分别为.、.、.引射角度的增大造成了气流拥塞现象不利于引射效应引射装置应水平安装在尾流道后部引射燃气流量为、/时引射装置前部低于 的区域分别为.、.、.引射流量的减小会大大减弱引射效果)根据仿真结果在方案设计时引射装置的整体布局设计应采用的原则是:总压为.引射装置燃气/空气流量比不得小于.在所研究的范围内 流量比下的引射效果较佳)经背压引射效果评估通过设计引射装置参数试验段平均马赫数由.增加至.均匀度提高约 参考文献:.():.黄生洪.火箭基组合动力循环()引射模态燃烧流动研究.西安:西北工业大学.().:.林彬彬李世林唐庆如等.引射模态主火箭射流对 壅塞影响研究.战术导弹技术():.():.张晨辉等:基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究 张建东王占学张蒙正等.火箭冲压组合循环推进系统掺混参数研究.航空动力学报():.():.张琦陈磊王革等.喷管扩张段环缝形进气补燃研究.兵器装备工程学报():.():.薛滨何永胡元涛.基于 的火炮减后坐喷管数值计算与分析.兵器装备工程学报():.():.姜斌沈波薛再清等.椭圆形截面杀伤战斗部破片初速分布特性研究.兵器装备工程学报():.():.陈健.超 超引射器内部流动过程研究.长沙:国防科学技术大学.:.吕辉强.二维超声速空气引射器理论与实验研究.长沙:国防科学技术大学.:.冯瑞强李晓明王宇天.几何偏转角度对矢量喷管推力特性的影响.兵器装备工程学报():.():.科学编辑张榛 博士(中国航天科技集团有限公司五院 所 高级工程师)责任编辑 唐定国兵 器 装 备 工 程 学 报:/./