固冲发动机连管进气道弯头改进设计

张义飞+王希亮+贺永杰

【摘 要】本文针对某固冲发动机连管试验时出现的保护套烧蚀现象，分析了造成烧蚀的原因，提出了改进方案；采用数值模拟的方法对不同的整流板布局方案进行了优选，确定了最终的改进措施，并进行了试验验证；试验结果表明：在连管试验进气道弯头内增加直板形整流板可以有效的解决保护套烧蚀问题，该方案可为其他冲压发动机解决类似问题提供参考。

【关键词】固冲发动机；连管进气道；改进设计；整流板

Improvement Design for Elbow of Connected-pipe Inlet of Solid Ducted Rocket

ZHANG Yi-fei WANG Xi-liang HE Yong-jie

（China Airborne Missile Academy， Luoyang Henan 471009， China）

【Abstract】The reason of ablation of protecting jacket for inlet port on connected-pipe experiment is analyzed and improvement design was presented. Different layout of diversion plate has been investigated by numerical simulation and the optimal configuration of diversion plate has been obtained. The result of experiment showed that adding a flat diversion plate in the elbow of connected-pipe inlet could resolve effectively the question of protecting jacket ablation and this scheme could been used as a reference for other solid ducted rocket which has similar question.

【Key words】Solid ducted rocket； Connected-pipe inlet； Improvement design； Diversion plate

对于采用旁侧进气道的固冲发动机来说，气流必须经过转弯段才能进入补燃室与一次燃气进行掺混燃烧。进气道转弯的角度和结构一般根据发动机性能要求和总体结构布局确定[1-3]。由于受气动外形的限制，弯头段的转弯半径要求尽量小，以便减小阻力，但小的转弯半径有可能给进气道内的气体流动造成不利影响。比如在进气道弯头转弯内角处产生较大的气流分离，使进气道出口截面的流场畸变指数增加。另外在气流分离处由于压强相对较高，补燃室的高温燃气会向弯头内回流，造成此处温度过高，在长时间工作过程中有可能被烧穿，导致试验失败。在某试验型固体火箭冲压发动机的地面连管试验中，就曾多次发现进气道出口处的保护套有被烧蚀的痕迹。因此需要采取措施对进气道及弯头处进行改进设计。

1 原因分析及改进方案

图1为原进气道及弯头的结构示意图。经分析，造成弯头处气流分离的原因主要有：（1）弯头转弯段内侧转弯半径过小；（2）转弯段入口与出口气流通道面积变化过大。故改进方案也应从这两方面着手，首先是在进气道弯头内增加整流板，从而改变转弯半径与气流通道高度的比值，达到减小气流分离的目的；其次是改进进气道平直段结构，增大弯头入口面积，减小转弯段的气流突扩，解决气流分离问题。

图1 原进气道及弯头结构示意图

在进气道弯头处加整流弯板的效果与整流板的数量、安装位置和形式等有关。为了获得理想的整流结果，采用FLUENT软件对增加整流板后的流场进行了模拟计算，通过计算结果进行优选并确定最终的整流形式。计算过程中对整流板数量（一块、两块）、整流板位置（在气流通道内的高度、开始位置、结束位置）、整流板形状（平板、弯板等）等对弯头段流场的影响进行了研究，寻找改善流场结构整流板形式。

2 数值模拟

2.1 基本假设

为了方便研究，在不影响研究结论的条件下采用了以下基本假设[4-5]：忽略整流弯板的厚度对流场的影响，只注重整流板位置、形式的影响；燃气只考虑气相，不考虑粒子相，在PDF模型中加入B单质实现对燃烧过程的模拟。湍流模型采用Realizable k-ε模型，燃烧模型采用PDF模型。对流项离散采用一阶迎风格式，求解方法采用隐式SIMPLEC算法。计算模型为某试验发动机连管试验模型，限流喉道尺寸为94mm×19.6mm，单进气道，进气道转弯角为50°，冲压喷管喉径为140mm。

2.2 计算结果

为了便于比较，在图2和图3中列出了原有进气道的流场计算结果。从图2可以看出气流在弯头转弯段内角处有明显分离，存在一个低速回流区，故造成此处补燃室的高温燃气流入，由图3可以看出该区域的温度接近2400K，这是造成该处保护套烧蚀的主要原因。

图2 对称截面速度分布

图3 弯头处温度分布

2.2.1 整流板数量的影响

图4 采用一块整流板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

从图4和图5的速度分布云图看，气流分离情况改善的效果并不明显。加整流板后，整流板下流阻较大，高速气流大部分从弯板上方通过，而弯板下由于气流速度低，回流严重，预期的目的没有达到。

从温度分布图3上看，采用一块整流板时弯头处的高温区有所减小，而采用两块整流板时高温区反而有扩大趋势，这是因为两块整流板之间的气流回流情况没有得到遏制。

总体而言，加一块整流板的效果相对好一些，因此下面的研究主要针对一块整流板进行。主要改进方向是通过调整整流板位置来平衡整流板上下的流阻，使气流均匀通过整流板，抑制气流分离。

图5 采用两块整流板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影响

在弯头内增加一块整流弯板，同时把进气道弯头处抬高，以增大此处转弯半径，减小分离。研究了整流板位于中心位置和整流板向内侧弯头靠近对流场的影响。

从图6和图7中可以看出因气流分离情况无明显改善，弯头内侧的高温区域依然存在，故整流板位置的移动不能有效解决保护套高温烧蚀的问题，必须寻求其它的改进方向。

图6 整流板位于中心时弯头处的温度分布

图7 整流板向内侧弯头靠近时弯头处的温度分布

2.2.3 整流板形状的影响

为了改善进入弯头前气流的流动情况，在弯头前增加一段长度为600mm的等直段（在此暂不考虑该结构变化对进气道性能的影响），同时加高弯头入口的高度，使得弯头处气流通道无扩张。在弯头内设置一块整流板，整流板的形状分别为弯板和直板。

图8 整流板为弯板时弯头处的温度分布

由图8可以看出，采用一块弯板整流时弯头处温度过高的现象有了较大改善。只是由于高速气流仍从整流板上方流过，造成整流板下有一个角区产生回流，这应该是进气道出口气流不均匀和整流板位置不当所致。将整流板改为直板，并适当调整整流板位置后，基本上得到了较为满意的结果。由图9可以看出，高速气流从整流板下方通过，弯头处温度过高的现象得到了抑制，总体效果比较好。

图9 整流板为直板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

3 试验验证

根据数值计算的结果，重新加工了新的进气道和弯头，图10为试验时所采用的进气道结构示意图。在固体火箭冲压发动机高空模拟连管试验系统上经过长达300s的冲压试验考核后，进气道弯头没有出现过热现象，保护套完好无损，这说明所采用的改进措施达到了预期目的。图11为改进前后进气道保护套烧蚀情况对比，可以看出改进后保护套没有被烧蚀的痕迹。

图10 改进后进气道及弯头结构示意图

图11 改进前（a）后（b）保护套试验照片

4 结论

本文针对某试验型固体火箭冲压发动机连管试验过程中出现的保护套烧蚀问题，分析了故障原因并制订了改进措施，通过数值分析和试验验证，可以得到以下结论：进气道弯头处存在突扩，是弯头处气流分离很重要的原因，因此应尽量避免；进气道转折角过大、转弯处内角转弯半径过小，是造成气流分离的另一重要原因，因此要减小当量转折角；进气道整流板数量不宜多，以抑制分离为目的，过多将造成流阻过大，目标参数过多不易优化选择；进气道整流板在弯头内的位置改变不能明显改善气流分离情况；在本文研究的进气道结构形式下，采用设置在适当位置的直板进行整流解决了保护套的烧蚀问题。

【参考文献】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

[2]Jensen G E. Tactical Missiles Propulsion [M].AIAA 1996：447-468.

[3]鲍福廷.固体火箭冲压组合发动机[M].北京：中国宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孙振华，贺永杰，等.头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孙振华，张娜.补燃室长度对固冲发动机性能的影响分析[J].弹箭与制导学报，2013，33（3）.

[责任编辑：谢庆云]

总体而言，加一块整流板的效果相对好一些，因此下面的研究主要针对一块整流板进行。主要改进方向是通过调整整流板位置来平衡整流板上下的流阻，使气流均匀通过整流板，抑制气流分离。

图5 采用两块整流板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影响

在弯头内增加一块整流弯板，同时把进气道弯头处抬高，以增大此处转弯半径，减小分离。研究了整流板位于中心位置和整流板向内侧弯头靠近对流场的影响。

从图6和图7中可以看出因气流分离情况无明显改善，弯头内侧的高温区域依然存在，故整流板位置的移动不能有效解决保护套高温烧蚀的问题，必须寻求其它的改进方向。

图6 整流板位于中心时弯头处的温度分布

图7 整流板向内侧弯头靠近时弯头处的温度分布

2.2.3 整流板形状的影响

为了改善进入弯头前气流的流动情况，在弯头前增加一段长度为600mm的等直段（在此暂不考虑该结构变化对进气道性能的影响），同时加高弯头入口的高度，使得弯头处气流通道无扩张。在弯头内设置一块整流板，整流板的形状分别为弯板和直板。

图8 整流板为弯板时弯头处的温度分布

由图8可以看出，采用一块弯板整流时弯头处温度过高的现象有了较大改善。只是由于高速气流仍从整流板上方流过，造成整流板下有一个角区产生回流，这应该是进气道出口气流不均匀和整流板位置不当所致。将整流板改为直板，并适当调整整流板位置后，基本上得到了较为满意的结果。由图9可以看出，高速气流从整流板下方通过，弯头处温度过高的现象得到了抑制，总体效果比较好。

图9 整流板为直板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

3 试验验证

根据数值计算的结果，重新加工了新的进气道和弯头，图10为试验时所采用的进气道结构示意图。在固体火箭冲压发动机高空模拟连管试验系统上经过长达300s的冲压试验考核后，进气道弯头没有出现过热现象，保护套完好无损，这说明所采用的改进措施达到了预期目的。图11为改进前后进气道保护套烧蚀情况对比，可以看出改进后保护套没有被烧蚀的痕迹。

图10 改进后进气道及弯头结构示意图

图11 改进前（a）后（b）保护套试验照片

4 结论

本文针对某试验型固体火箭冲压发动机连管试验过程中出现的保护套烧蚀问题，分析了故障原因并制订了改进措施，通过数值分析和试验验证，可以得到以下结论：进气道弯头处存在突扩，是弯头处气流分离很重要的原因，因此应尽量避免；进气道转折角过大、转弯处内角转弯半径过小，是造成气流分离的另一重要原因，因此要减小当量转折角；进气道整流板数量不宜多，以抑制分离为目的，过多将造成流阻过大，目标参数过多不易优化选择；进气道整流板在弯头内的位置改变不能明显改善气流分离情况；在本文研究的进气道结构形式下，采用设置在适当位置的直板进行整流解决了保护套的烧蚀问题。

【参考文献】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

[2]Jensen G E. Tactical Missiles Propulsion [M].AIAA 1996：447-468.

[3]鲍福廷.固体火箭冲压组合发动机[M].北京：中国宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孙振华，贺永杰，等.头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孙振华，张娜.补燃室长度对固冲发动机性能的影响分析[J].弹箭与制导学报，2013，33（3）.

[责任编辑：谢庆云]

总体而言，加一块整流板的效果相对好一些，因此下面的研究主要针对一块整流板进行。主要改进方向是通过调整整流板位置来平衡整流板上下的流阻，使气流均匀通过整流板，抑制气流分离。

图5 采用两块整流板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

2.2.2 整流板位置的影响

在弯头内增加一块整流弯板，同时把进气道弯头处抬高，以增大此处转弯半径，减小分离。研究了整流板位于中心位置和整流板向内侧弯头靠近对流场的影响。

从图6和图7中可以看出因气流分离情况无明显改善，弯头内侧的高温区域依然存在，故整流板位置的移动不能有效解决保护套高温烧蚀的问题，必须寻求其它的改进方向。

图6 整流板位于中心时弯头处的温度分布

图7 整流板向内侧弯头靠近时弯头处的温度分布

2.2.3 整流板形状的影响

为了改善进入弯头前气流的流动情况，在弯头前增加一段长度为600mm的等直段（在此暂不考虑该结构变化对进气道性能的影响），同时加高弯头入口的高度，使得弯头处气流通道无扩张。在弯头内设置一块整流板，整流板的形状分别为弯板和直板。

图8 整流板为弯板时弯头处的温度分布

由图8可以看出，采用一块弯板整流时弯头处温度过高的现象有了较大改善。只是由于高速气流仍从整流板上方流过，造成整流板下有一个角区产生回流，这应该是进气道出口气流不均匀和整流板位置不当所致。将整流板改为直板，并适当调整整流板位置后，基本上得到了较为满意的结果。由图9可以看出，高速气流从整流板下方通过，弯头处温度过高的现象得到了抑制，总体效果比较好。

图9 整流板为直板时对称截面的速度分布（a）和弯头处的温度分布（b）

3 试验验证

根据数值计算的结果，重新加工了新的进气道和弯头，图10为试验时所采用的进气道结构示意图。在固体火箭冲压发动机高空模拟连管试验系统上经过长达300s的冲压试验考核后，进气道弯头没有出现过热现象，保护套完好无损，这说明所采用的改进措施达到了预期目的。图11为改进前后进气道保护套烧蚀情况对比，可以看出改进后保护套没有被烧蚀的痕迹。

图10 改进后进气道及弯头结构示意图

图11 改进前（a）后（b）保护套试验照片

4 结论

本文针对某试验型固体火箭冲压发动机连管试验过程中出现的保护套烧蚀问题，分析了故障原因并制订了改进措施，通过数值分析和试验验证，可以得到以下结论：进气道弯头处存在突扩，是弯头处气流分离很重要的原因，因此应尽量避免；进气道转折角过大、转弯处内角转弯半径过小，是造成气流分离的另一重要原因，因此要减小当量转折角；进气道整流板数量不宜多，以抑制分离为目的，过多将造成流阻过大，目标参数过多不易优化选择；进气道整流板在弯头内的位置改变不能明显改善气流分离情况；在本文研究的进气道结构形式下，采用设置在适当位置的直板进行整流解决了保护套的烧蚀问题。

【参考文献】

[1]Mahoney J J. Inlets for Supersonic Missiles[M].AIAA Education Series，1990.

[2]Jensen G E. Tactical Missiles Propulsion [M].AIAA 1996：447-468.

[3]鲍福廷.固体火箭冲压组合发动机[M].北京：中国宇航出版社，2006.

[4]王希亮，孙振华，贺永杰，等.头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究[J]. 航空兵器，2011（5）.

[5]莫展，孙振华，张娜.补燃室长度对固冲发动机性能的影响分析[J].弹箭与制导学报，2013，33（3）.

[责任编辑：谢庆云]