三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程研究

白涛涛,孙振华,2,张泽远,2

(1 中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009;2 航空制导武器航空科技重点实验室,河南洛阳 471009)



三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程研究

白涛涛1,孙振华1,2,张泽远1,2

(1 中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009;2 航空制导武器航空科技重点实验室,河南洛阳 471009)

为了对复杂三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程进行深入研究,基于FLUENT软件的UDF模块,进行了三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程的数值计算,并与实验结果进行了对比,结果表明:星型段的点火相对圆管段存在一定点火滞后;采用纯六面体结构网格结合弹性光顺法、动态分层法及局部网格重构法可以实现近似的三维双燃速装药燃面推移过程计算，但仍需在非结构网格结合局部重构法方面进行深入研究；总的来说,仿真结果与实验结果符合较好。

固体火箭发动机;三维装药;双燃速;动网格;工作过程

0 引言

目前固体发动机的药型设计越来越复杂,增加了研究人员对固体发动机装药点火和燃烧过程的研究难度,而国内大多数研究人员主要针对圆管装药[1,6-7]、端面装药[2]、等截面星型装药[3-5]等简单药型进行研究;国外如美国伊利诺伊州立大学先进火箭发动机仿真中心[8-10]在复杂药型工作过程计算方面做了大量工作,其开发的Rocstar系列仿真软件功能强大,计算精度也较高,但是需要巨量的计算资源,并且耗时漫长,缺点十分明显。综合以上研究人员的研究成果可以发现,目前国内对采用三维双燃速装药的固体火箭发动机工作过程进行研究的报道尚不多见,因此对三维双燃速装药固体火箭发动机的工作过程进行动态仿真研究有很大的必要性。

文中采用FULENT软件UDF二次开发工具对三维双燃速装药固体火箭发动机的点火及燃面退移工作过程进行仿真计算,并与实验结果进行了对比分析,证明了计算方法的可靠性和仿真计算结果的正确性。

1 数学物理模型

1.1 基本假设

固体发动机的工作过程异常复杂，为便于计算，在计算时做出如下简化：

1)燃气为理想气体，并且不考虑辐射换热；

2)不考虑药柱的侵蚀燃烧效应；

3)在发动机点火阶段，燃烧室自由容积不变。

1.2 控制方程

计算中采用平均守恒形式的三维Navier-Stokes方程。采用S-A一方程湍流模型,对该湍流模型采取有限体积法进行数值求解。

其中:U=(ρ,ρux,ρuy,ρuz,ρe)T;E、F和G为矢通量;Ev、Fv和Gv为粘性通量;Q为源项。

1.3 网格划分

计算采用圆管+圆台+星型的三维装药,其中星型部分为高燃速装药,而圆管+圆台部分为低燃速装药,计算网格为纯六面体结构网格,初始网格总数为30万,具体网格如图1所示。

图1 计算模型与网格

1.4 边界条件

模型的边界条件主要有:燃面边界、固体壁面边界和压强出口边界。

1)燃面边界:高燃速(一级)装药燃速为r=7.891P0.27,低燃速(二级)装药燃速为r=5.24P0.27;

2)固体壁面边界:固体壁面为绝热无滑移壁面边界;

3)喷管出口边界:在堵盖打开前为绝势无滑移壁面边界，堵盖打开后为压强出口边界。

1.5 动态燃面退移与网格更新

动网格的控制方程:

式中:φ为待求变量;u为流体速度矢量;ug为便捷网格速度矢量;Γ为扩散系数;Sφ为源项;∂V为有限容积的边界。

在网格节点运动过程中,网格的动态更新采用弹性光顺法、动态分层法及局部网格重构法结合来实现,在数值计算时采用UDF中的DEFINE_GRID_MOTION宏来实现。

1.6 计算流程

图2为三维双燃速装药发动机工作过程的计算流程图。整个计算流程由点火和燃面推移两部分组成，其中图2中左边部分为点火过程，而图2中右半部分为燃烧过程。两部分均采用FLUENT提供的自定义方程实现。

图2 三维双燃速装药发动机工作过程计算流程图

2 计算结果与分析

2.1 点火过程

图3为点火过程中发动机内部温度变化图。由图可见，从2.8 ms开始所有燃面已经完全点燃,点火过程从火焰传播期进入燃气填充期,燃气填充段共持续了10.2 ms,整个点火过程共持续了13 ms；另外整个三维装药点燃过程中，圆管段由于最靠近点火源，因此也最先被点燃，而星型段由于结构较复杂且离点火源的距离相对较远，所以要晚于圆管段点燃。

图3 点火过程中发动机内部温度变化

2.2 燃面退移过程

图4为发动机工作过程中燃面的变化过程。由图可见,燃面按照平行层退移的方式逐层向外燃烧,装药的星型段(高燃速段)首先燃烧完毕,随后圆管段+圆台段(低燃速段)才逐渐燃烧完毕,整个过程共持续了6.28 s,在星型段燃面推移过程中发现，星根区域的燃面拓扑发生变化时，仅仅采用六面体结构网络结合弹性光顺、动态分层及局部网格重构法无法实现真正的燃面推移过程，因此只能在星根区域仍然保留该区域微小的拓扑特征，做近似的平行层推移计算，在后续的研究中需要开展四面体非结构风格结合局部网格重构的方法进行燃面推移计算，保证最大限度的模拟装药燃面推移过程。

图4 燃面退移过程

2.3 内弹道曲线

图5为燃烧室头部无量纲压强-时间曲线与实验值的对比。从整体上来看,仿真计算得到的发动机头部压强与实验结果符合较好,但是点火压强峰与实验得到的结果相比存在约15%的误差,

这是由于计算过程中忽略了侵蚀燃烧的影响造成的;计算得到的发动机总工作时间与实验数据相比也存在约13%的误差,这是由于计算采用的静态燃速要小于实际动态燃速,因此计算得到的装药燃烧时间也就相对偏长。

图5 发动机内弹道曲线

3 结论

通过对某三维双燃速装药固体火箭发动机的点火和燃面退移过程进行数值计算,并与实验数据进行对比,得出如下相关结论:

1)整个点火过程只耗费了13 ms，并且圆管段要早于星型段点火;

2)采用六面体纯结构化网格结合弹性光顺、动态分层法和局部网格重构法仅能近似描述复杂三维装药的燃面推移过程，后续研究仍需在四面体非结构网格结合局部网格重构法方面进行深入研究;

3)总的来说,仿真计算结果与实验结果符合较好,表明文中的计算方法合理、仿真结果正确。

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Study of Work Process in Three-dimension Dual-burning Rate Grain Solid Rocket Motor

BAI Taotao1,SUN Zhenhua1,2,ZHANG Zeyuan1,2

(1 China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China; 2 Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Airborne Guided Weapons, Henan Luoyang 471009, China)

In order to study work process of three-dimensional dual-burning rate grain solid rocket motor, simulation was made based on UDF of FLUENT and compared with the results of experiment. The results show that there is a lag in the tube section in the flame propagation of ignition, comparing with the star section of the grain. We can carry out the shift of three-dimension dual-burning rate grain by integrating structured mesh with smoothing methods, dynamic layering and local emeshing approximately. However, a further investigation should be holding in the area of unstructured mesh and local emeshing. As a whole, the calculated results compare favorably with experimental data.

solid rocket motor; three-dimensional grain; dual-burning rate; dynamic mesh; work process

2014-12-03

白涛涛(1983-),男,河南洛阳人,工程师,硕士研究生,研究方向:火箭发动机设计与仿真。

V435

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