级间通道构型对小型双脉冲发动机燃烧室内两相流的影响

陈子豪+白桥栋+翁春生

摘要： 为研究级间通道构型对小型双脉冲发动机燃烧室两相流的影响， 气相采用SIMPLE算法和k-ε模型， 两相流采用PSIC算法和离散相模型， 对小型双脉冲固体火箭发动机内流场进行了详细的计算。 结果表明， 级间孔径的大小对流场影响很大。 级间孔与燃烧室的直径比值影响粒子对级间结构和喷管收敛段的撞击及速度。 级间开孔角度越大， 再附着点的位置变化不大， 但一脉冲内主流气体的速度越大。 气固两相耦合的情况下， 一脉冲燃烧室内的粒子速度也会增大。

关键词： 小型双脉冲发动机； 级间通道； 构型； 两相流； 数值模拟

中图分类号： V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2016）05-0045-05

Abstract： In order to study the effects of interstage pulse channel configurations on twophase flow in combustion chamber of small dualpulse motor， the SIMPLE algorithm and kε model are used as gas phase， PSIC algorithm and discrete phase model are used as twophase flow， the internal flow field of a small dualpulse motor is calculated in detail. The results show that the diameter of the interstage channel has a great influence on the flow field， the ratio of the interstage ports and the combustion chamber diameter affecfs the impact and velocity of the particle on the interstage ports and nozzle convergent section. As the channel angle increases， the position of the reattachment point has no significant change， but the velocity of main flow which is in first pulse combustion chamber increases. In the case of gassolid twophase coupling， velocity of the particle which is in first pulse combustion chamber increases too.

Key words： small dualpulse motor； interstage pulse channel； configuration； twophase flow； numerical simulation

0引言

固体火箭发动机具有结构简单、 易于组装、 安全可靠、 故障率低、 研制风险小、 任务适应性大[1]等优良特性。 但与液体火箭发动机相比， 其在控制方面还缺乏灵活性， 使得在航天器动力方面的应用受限。 多脉冲固体火箭发动机因能多次启动， 使其相较于常规固体火箭发动机来说， 具有更为灵活的操控性。 如果将其小型化并应用于航天方面， 将会为未来小型航天器提供一种结构简单且控制灵活的动力装置。

国内外现在主要研究的是双脉冲固体火箭发动机， 其结构相对简单， 且具有良好的性能指标[2]。 国外已经进行了较长时间的研究， 并已投入到实际应用中， 如美国SM-3导弹， 德国LFK-NG导弹、 HFK2000导弹等[3-4]。 国内研究开展的较晚， 但也已经取得了一定的成果， 其中， 陈国胜、 王春光、 王伟等[5-7]对双脉冲固体火箭发动机的隔板材料进行了研究； 朱卫兵、 孙娜等[8-9]分别对双脉冲固体火箭发动机级间孔径对气相流场的影响及不同粒径下发动机内两相流和两相流下对双脉冲发动机内壁面烧蚀情况进行了一定的研究， 但未考虑级间结构对两相流的影响； 李映坤等[10]则仅对不同级间构型下气相内流场壁面烧蚀情况进行了研究。

双脉冲固体火箭发动机主要分为隔舱式和隔层式， 其中隔舱式由于采用的是硬隔离， 因此会在一、 二燃烧室间形成级间结构， 当二脉冲燃烧室内气流通过级间结构进入一脉冲燃烧室时， 一脉冲燃烧室内部会形成后台阶流动， 从而在级间结构后方形成涡旋， 甚至会形成更危险的再附着线或激波。 文献[11-13]指出， 燃烧室内涡旋区域， 特别是再附着点处， 对流换热系数大大增加， 使得这一区域的烧蚀情况相较于其他区域更为严重。 同时， 为了提高发动机性能， 往往在推进剂中添加铝粉， 在推进剂燃烧后， 燃气会裹挟着Al2O3颗粒冲蚀发动机内部壁面， 进一步恶化壁面烧蚀情况。

本文采用SIMPLE算法， 选用标准k-ε模型， 两相流耦合采用PISO算法， 颗粒相采用离散相模型， 对小型双脉冲固体火箭发动机内流场进行了详细的计算， 分析出级间结构对双脉冲发动机内部两相流的影响。

1数学模型

航空兵器2016年第5期陈子豪等： 级间通道构型对小型双脉冲发动机燃烧室内两相流的影响1.1基本假设

采用二维轴对称模型， 为计算方便， 对发动机进行了一定简化， 并作以下假设：

（1） 不考虑化学反应和辐射；

（2） 不考虑粒子的燃烧、 蒸发、 破碎及反应；

（3） 颗粒为球形；

（4） 粒子非常稀疏， 且其体积分数小于10%。

1.2气相控制方程

对不同级间孔径不同开孔角度的发动机内流场进行数值模拟， 以分析级间结构对两相流的影响， 具体物理模型如表1所示。

3计算结果及分析

采用上述方法， 对二脉冲燃烧阶段进行稳态计算， 下文为不同构型级间通道的计算结果。

3.1不同孔径对两相流的影响

不同级间孔直径发动机内部流线图如图3所示。 从图3中看出， 随着级间孔的尺寸不断增大， 由于级间孔结构而产生的“聚拢”作用逐渐减小， 使得进入一脉冲燃烧室内的气流速度变小， 如图4所示。 导致一脉冲燃烧室内低压区气流卷吸能力变弱， 从而使得涡旋的面积不断变小， 且涡旋中心位置向左边移动。 为了准确直观地观察再附着点的位置， 分析一脉冲燃烧室壁面附近气流的轴向速度， 不同级间孔径下一脉冲燃烧室至喷管喉部壁面附近轴向速度分布如图5所示。 图5中负值区域为涡旋区贴壁处， 由图可以看出， 级间孔的尺寸越小， 涡旋区的轴向速度绝对值越大， 同时涡旋区的轴向速度变化也越剧烈。 同时还发现， 随着级间孔的尺寸变小， 再附着点的位置不断远离级间结构； 由于本文模型为小型双脉冲固体火箭发动机， 从图3和图5中可以看出， 涡旋区会延伸到喷管收敛段， 同时再附着点位置也处在喷管收敛段， 使得喷管收敛段的壁面条件最恶劣。 各模型再附着点的位置见表2。

从图6中可以看出， 粒子通过级间结构时被不断“聚拢”， 且级间孔径越小， 被“聚拢”的越厉害， 当级间孔径小到一定程度时， 例如模型a和b， 粒子束会先“聚拢”到极限程度， 然后再“展开”来。 模型a中的粒子束“展开”的比b中的要宽， 原因是级间孔径越小， 进入一脉冲内的气流速越大， 使得一脉冲燃烧室内涡旋区卷吸能力越强， 从而使粒子束“展开”更大。 同时从图中可以看到， 模型a的粒子除了会撞击级间结构处外， 还会撞击喷管收敛段， 撞击角度约为19.8°， 平均速度约为106.4 m/s， 撞击速度很快。 而模型b～e中， 粒子仅会对级间隔板产生撞击， 且撞击速度均小于10 m/s。

从上面分析可以得出， 当级间孔径与燃烧室的直径比值小于1/5时， 粒子除会撞击级间结构处壁面外， 还会撞击喷管收敛段的壁面， 且撞击喷管收敛段壁面的粒子速度远远快于撞击级间结构的粒子速度。 当级间孔径与燃烧室的直径比值大于1/3时， 粒子仅会撞击级间结构。

3.2级间开孔角度的影响

不同级间开孔角度下的流线图如图7所示。 从图7中可以看出， 当角度大于0°时， 涡旋会一直延伸至级间开孔处并压缩主流气体。 并且角度越大， 涡旋在级间开孔处对主流气体的压缩越厉害， 一脉冲燃烧室轴线上速度越大， 如图8所示。 原因是当级间开孔角度大于0°时， 延伸至级间开孔处的涡旋会压缩主流气体， 较角度为0°时的情况， 对主流气体形成更加“聚拢”的效果， 使得主流气体的流速增加。 并且级间开孔角度越大， 对主流气体的“聚拢”效果越明显。 不同开孔角度一脉冲燃烧室至喷管喉部壁面附近轴向速度分布如图9所示。 分析图9可知， 级间开孔角度对再附着点位置并没有太大影响。 从表2中可以看出， 每增加5°， 再附着点位置增加约0.046%。

模型f～i的粒子轨迹见图10。 从图10中可以看出， 模型f～i较模型c来说， 粒子束宽度稍小。 同时由图8可知， 随级间开孔角度增大， 一脉冲燃烧室主流速度也增大， 由于气相与固相的耦合作用， 粒子在一脉冲燃烧室速度也增大。 为研究这一现象， 对轴线上x=100 mm处的粒子速度进行观测， 结果如表3所示， 由于模型f～i中， 级间孔径太大， 粒子仅会对级间结构产生撞击， 若级间孔径与燃烧室直径的比值小于1/5时， 粒子会撞击喷管收敛段的壁面， 此时若使开孔角度增大， 一脉冲燃烧室主流速度增大， 在两相流耦合的情况下， 粒子撞击喷管收敛段的壁面速度也会增大。

4结论

（1） 随着级间孔径增大， 进入一脉冲燃烧室的气流速度减小， 使得燃烧室内涡旋的的尺寸减小， 同时， 再附着点的位置也越靠近级间结构。 且孔径每增加10 mm， 再附着点位置平均向左移动4.3 mm。

（2） 当级间孔与燃烧室的直径比值小于1/5时， 粒子不仅会撞击级间结构， 还会对喷管收敛段产生撞击， 且撞击喷管收敛段的粒子速度远大于撞击级间结构的粒子速度。 当级间孔与燃烧室的直径比值大于1/3时， 粒子仅会对级间结构产生撞击。

（3） 级间开孔角度越大， 级间结构对气流的“聚拢”作用越明显， 使得进入一脉冲燃烧室内主流气体的速度越大， 同时在气固两相耦合的情况下， 一脉冲燃烧室内的粒子速度也会增大， 但开孔角度的大小对再附着点的位置没有太大影响。

参考文献：

[1] 方家洪. 固体火箭发动机在航天领域的应用[J]. 国外导弹与宇航， 1984（11）： 18-24.

[2] 孙超， 张琳， 严聪， 等. 双脉冲固体火箭发动机概况[J]. 飞航导弹， 2013（8）： 72-77.

[3] Naumann K， Stadler L， Trouillot P， et al. DoublePulse Solid Rocket Technology at BayernChemie / Protac[C]∥AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， 2006.

[4] Stadler L， Trouillot P， Riencker C， et al. The Dual Pulse Motor for LFK NG[C]∥AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， 2006.

[5] 陈国胜， 沈亚鹏， 陶甫贤. 陶瓷盖板结构的应力分析[J]. 固体火箭技术， 1994（2）： 55-65.

[6] 王春光， 田维平， 任全彬， 等. 脉冲发动机中隔层工作过程的数值分析及试验[J]. 推进技术， 2012， 33（5）： 790-794.

[7] 王伟， 李江， 王春光， 等. 隔舱式双脉冲发动机金属膜片设计与实验研究[J]. 推进技术， 2013， 34（8）： 1115-1120.

[8] 朱卫兵， 张永飞， 陈宏， 等. 双脉冲发动机内流场研究[J]. 弹箭与制导学报， 2012， 32（1）： 114-118.

[9] 孙娜， 娄永春， 孙长宏， 等. 某双脉冲发动机燃烧室两相流场数值分析[J]. 固体火箭技术， 2012， 35（3）： 335-338.

[10] 李映坤， 韩珺礼， 陈雄， 等. 级间通道构型对双脉冲发动机燃烧室局部受热的影响[J]. 推进技术， 2014， 35（11）： 1503-1510.

[11] 刘亚冰， 王长辉， 刘宇. 双脉冲发动机燃烧室局部烧蚀特性分析[J]. 固体火箭技术， 2011， 34（4）： 453-456.

[12] Carrier J L C， Constantinou T， Harris P G， et al. DualInterruptedThrust Pulse Motor[J]. Joumal of Propulsion and Power， 1987， 3（4）： 308-312.

[13] Schilling S， Trouillot P， Weigand A. On the Development and Testing of a 120 mm Caliber Double Pulse Motor （DPM） [C]∥AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， 2004.