配合间隙对同轴线对开双喷管结构轨控发动机性能的影响①

孙立刚，李 林，邓 哲，李佳明，张 铎

(西北工业大学航天学院，西安 710072)

配合间隙对同轴线对开双喷管结构轨控发动机性能的影响①

孙立刚，李 林，邓 哲，李佳明，张 铎

(西北工业大学航天学院，西安 710072)

所描述的轨控发动机采用同轴线对开双喷管结构设计，通过对不同工况、不同间隙条件下轨控发动机的流场进行数值模拟，得到了间隙对发动机燃烧室压强、推力等性能参数的影响规律。研究结果表明，当轨控发动机的转子配合间隙不断减小时，推力调节室总压随之不断增大，质量流率不断减小，发动机的推力调节特性变优。

轨控发动机;转子;配合间隙;数值仿真

0 引言

随着高性能卫星与航天器的发展，对轨道控制的固体发动机的应用日益广泛，如国外小型卫星轨道定位、姿态调整、小型导弹末修和精确定位等［1-4］。国内外有很多技术手段来减少固体轨控发动机能量损失，比如熄灭和重新点燃轨控发动机来延长工作时间等［5-6］。采用旋转式结构进行推力切换是较常用的一种方法，但至今为止，尚未有研究人员对发动机推力调节过程中动转子间隙配合的影响做深入的探讨。

本文以某固体轨控发动机为例，发动机采用同轴线对开双喷管结构，动转子在控制腔内进行旋转做动，通过转子堵塞或打开喷管，实现推力的切换与调节。系统存在2种工况:第一种工况为动转子完全堵塞一个喷管，另一个喷管完全打开;第二种工况为动转子旋转至两喷管对称位置，2个喷管各打开一半流通面积。采用此种方式，轨控发动机在任何工况下当量喉部面积相等，避免燃烧室压强的波动，达到提升系统的动态响应特性和调节特性的目的。

在实际工作过程中，动转子和控制腔之间的配合间隙一直是设计难点，配合间隙设计过小，动转子在受热情况下会出现膨胀卡死现象，配合间隙设计过大，又会导致工作过程中的燃气泄漏加剧，影响发动机的调节规律，引起工质和推力的损失［7-8］。所以，选择合适的间隙能有效地减少发动机的流量和总压损失，提高轨控发动机的能量利用率，进而提升轨控发动机的整体性能。本文的研究工作主要针对动转子的配合间隙展开。

1 计算模型和计算方法

1.1 物理模型

计算的轨控发动机为同轴线对开双拉瓦尔喷管结构，2个喷管共用1个燃烧室，燃烧室头部设有控制腔，在控制腔的对称位置布置2个喷管。控制腔内设计一个与推力调节室同轴心的动转子，当动转子旋转至不同位置时，可改变2个喷管的通流面积，以此调节发动机推力。本文主要研究2种典型工况(图1)。

图1 2个典型工况Fig.1 Two typical cases

(1)工况Ⅰ:1个喷管被完全堵住，另1个喷管完全打开。

(2)工况Ⅱ:2个喷管分别被堵住一半通流面积。

在工况Ⅰ情况下，轨控发动机的推力达到最大值，发动机产生径向推力;在工况Ⅱ情况下，轨控发动机推力为零，即轨控发动机平衡状态。对这2种工况的流动进行分析得到性能参数。

1.2 计算方法

本文轨控发动机的2个喷管为同轴反向设置，喷管的位置是相对于推力调节室对称，单个喷管推力为

轨控发动机所提供的推力为2个喷管的矢量和:

设计发动机推进剂为端面燃烧，燃面维持不变，且符合压强指数燃速公式:

压强指数n=-0.2，推进剂燃速与压强呈反比关系。

对2种工况求解三维N-S方程。采用SIMPLE算法，对不同间隙和不同工况进行计算。

(1)湍流模型:计算间隙流动时，固体壁面的影响加大。所以，湍流模型采用重整化群k-ε模型。

应用上述计算模型，针对某同轴喉栓发动机进行数值仿真，并与其实验结果进行对比验证，图2为数值仿真与实验结果对比。如图2所示，在该同轴喉栓发动机整个工作过程中，计算压强值均与实验压强值吻合较好，验证了本文数值计算模型的准确性。

图2 计算与实验结果对比Fig.2 Comparison between numerical and experimental rusults

(2)边界条件:进口边界条件为质量流率入口，为了使不同工况和转子间隙下的入口压强和质量流率自动得到，采用压强指数燃速公式编写UDF(User Defined Function)定义入口质量流率;出口边界条件定义为压力出口;壁面定义为无滑移边界。

计算时，燃烧室总温T*设置为1 400 K，相对分子质量M=20，动力粘度 μ=4.749×10-5kg/(m·s)。

对整个流场划分网格，工况Ⅰ在间隙0.06 mm的情况下流场划分了46万网格单元。燃烧室和喷管处网格规模小，划分得较稀疏，节省计算量和计算时间;动转子和控制腔间隙较小，在进行网格划分时，进行了局部加密，最小网格单元为1.403×10-12m3，使计算结果更加精确。在进行网格划分的过程中，间隙处的加密网格和喷管、燃烧室处的稀疏网格采用平滑过渡，保证划分单元的连续性。

2 计算结果与讨论

截取了工况Ⅰ在转子堵盖间隙为0.06 mm时的压力云图(图3)，被堵塞喷管在转子堵盖间隙处有一小部分高压区，推力调节室处的方形空白区域为转子堵盖，压力云图表面间隙的存在，会导致工质的泄漏，马赫数分布(图4)比压强分布更清晰地显示了堵盖间隙处的能量损失，整个下方喷管几乎都存在流动情况。

计算结果得到了总压和质量流率的大小。间隙变大时，喷管的等效喉部截面积变大，燃烧室总压减小，因为指数压强公式(r=apn)中n=-0.2，可知推进剂燃速增加，质量流率随燃速的增加而增大。

表1为工况Ⅰ转子堵盖间隙大小不同的情况下轨控发动机的燃烧室总压与质量流率变化，图5给出燃烧室总压和质量流率随间隙的变化情况，同时给出了计算所得推力的变化趋势。

图3 工况Ⅰ中压强分布Fig.3 Pressure contours of case 1

图4 工况Ⅰ中马赫数分布Fig.4 Mach-number contours of case 1

表1 工况Ⅰ总压和质量流率变化Table 1 Total pressure and mass flow change of case 1

工况Ⅰ中轨控发动机的推力采用流场计算后取矢量和。表2为工况Ⅰ推力计算结果。从表1数据可看出，燃烧室总压从1.332 MPa降低到了 1.154 MPa，损失了 13.36%;质量流率从0.115 kg/s增加到了0.119 kg/s，损失了3.48%。从表2可看出，随转子间隙从0 mm增加到0.6 mm，喷管一的推力从142 N逐渐减小到116 N，减小程度为18.31%;喷管二的推力从0逐渐增加到将近3 N;总推力从142 N减小到113 N，变化程度为20.42%。从计算结果可看出，在间隙存在的情况下，发动机的推力损失十分显著。

图5 工况Ⅰ总压、质量流率与推力的变化Fig.5 Total pressure，mass flow and thrust change of case 1

表2 工况Ⅰ推力计算结果Table 2 Calculation of thrust in case 1

工况Ⅱ截取了在转子堵盖与推力调节室间隙为0.04 mm时的压力分布(图6)和马赫数分布(图7)。从云图分布可看出，此情况下两边喷管的压强分布与速度分布基本对称。表3为工况Ⅱ下总压和质量流率变化结果，表4为工况Ⅱ下推力计算结果。

图6 工况Ⅱ中压强分布Fig.6 Pressure contours of case 2

图7 工况Ⅱ中马赫数分布Fig.7 Mach-number contours of case 2

表3 工况Ⅱ总压和质量流率变化Table 3 Total pressure and mass flow change of case 2

表4 工况Ⅱ推力计算结果Table 4 Calculation of thrust in case 2

从表3可看出，随着间隙的增大，对称打开的喷管仍会产生总压和质量流率的损失。工况Ⅱ中推力性能的变化可从表3中看出，推力调节室总压从1.253 MPa降低到了 1.082 MPa，损失了 13.65%;质量流率从0.117 kg/s增加到了 0.120 kg/s。

从表4中可看出，随转子间隙从0 mm增加到0.6 mm，喷管一的推力从46.60 N逐渐增大到48.63 N，增大程度为4.36%;喷管二的推力从46.87 N逐渐增加到将近48.58 N，增大程度为3.65%。其产生的总推力均在0 N左右，对发动机性能影响不大，但其压强有所损失。

3 结论

(1)工况Ⅰ中随间隙增大，发动机的推力从142 N减小到113 N，推力损失为20.42%，且总压逐渐减小，质量流率逐渐增大。

(2)工况Ⅱ为停机工况，总推力理论值为0 N。随间隙增大，推力调节室总压从1.253 MPa降低到了1.082MPa，提高了推进剂燃速，质量流率逐渐增大，造成了工质损失。

(3)由工况Ⅰ和工况Ⅱ计算结果显示，动转子与控制腔设计间隙对轨控发动机的推力性能影响较大，所以，在轨控发动机设计中，动转子配合间隙在设计过程中不可忽略，要着重考虑。

［1］Peter Smith.Resistojet thruster design and development programme［R］.AIAA 2006-5210.

［2］Miotti P，Tajmar M，Guraya C，et al.Bi-propellant micro-rocket engine［R］.AIAA 2004-6707.

［3］Roberto Cocomazzi，Cristina Galamini，Aldo Schiavone，et al.Cold gas microthruster characterization in vacuum，using a high precision microbalance［R］.AIAA 2007-5721.

［4］闫联生，王涛，邹武，等.国外复合材料推力室技术研究进展［J］.固体火箭技术，2003，26(1).

［5］Mark Jackson.Orion orbit reaction control assessment［R］.AIAA 2007-6684.

［6］张淑慧，胡波，孟雅桃.推力可控固体火箭发动机应用及发展［J］.固体火箭技术，2002，25(4).

［7］虞荣林，谭湘霞，朱江东.战区导弹防御(TMD)拦截器固体轨控发动机技术［J］.现代防御技术.2000，28(3).

［8］张国舟.微推进系统的轨控发动机动态分析［J］.北京航空航天大学学报，1999，25(6).

Effects of clearance on properties of orbit-control motor with double opposite nozzle

SUN Li-gang，LI Lin，DENG Zhe，LI Jia-ming，ZHANG Duo
(College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi＇an 710072，China)

Different flow fields of the orbit-control motor with double opposite nozzle in different condition or in different fit clearances were numerically simulated and effect of fit clearances on orbit-control motor performance parameters was detected.Results show that when the clearance between motor and control chamber gets closer，total pressure of thrust chamber is higher;mass flow rate is lower and thrust of orbit-control motor is improved.

orbit-control motor;rotor;fit clearance;numerical simulation

V445

A

1006-2793(2012)03-0348-04

2011-08-20;

2011-12-06。

孙立刚(1974—)，男，博士生，主要研究方向为固体火箭发动机总体设计。E-mail:sunligang2008@tom.com

(编辑:薛永利)