燃气舵控制力影响因素的数值模拟*

王恒宇,孙中文,李 畅,肖 赟,周欣欢,张 弛,王贤勇,曹白玉

(江南工业集团有限公司,湖南湘潭 411207)

0 引言

燃气舵是导弹的一种常用的控制部件,它通过舵片在发动机喷管口部的切入和退出,使发动机燃气在喷管口部产生局部激波和涡流,从而引起喷管扩张段内的压力分布的改变,产生径向的推力分量,又称为控制力[1-2]。

燃气舵产生的控制力大小直接影响导弹的飞行,控制力小了,难以控制导弹的飞行,控制力大了,虽然有利于导弹的飞行控制,但是造成的推力损失也会增大,影响导弹的有效射程,所以燃气舵的控制力大小应该稳定在给定的指标的范围内[3]。但是舵片切入喷管口部时,燃气舵的尾流场十分复杂,并且影响燃气舵控制力的因素非常多,如环境温度、发动机火药、喷喉尺寸、舵片的切入角度、舵片的外形等,从而造成控制力存在一定程度上的散布[4],因此掌握并控制好各个影响燃气舵控制力大小的因素变得尤为重要。

在传统的燃气舵的研制过程中,人们为了研究影响燃气舵控制力的因素,经过了大量的发动机地面点火试验,风洞试验等方法总结出了许多可靠的经验数据[5],但是在这些经验的摸索过程中却付出了大量时间和试验经费,付出的代价无疑是十分巨大的。为了减少燃气舵研制的试验成本,缩短研制周期,文中通过CFD的方法,运用FLUENT软件对导弹燃气舵尾流场进行数值模拟,研究舵片与喷管端面间的间隙、舵片切入角度和反射板高度三个重要的燃气舵结构参数对控制力的影响。

1 数值计算方法

1.1 控制方程

控制方程采用笛卡尔坐标系下的三维N-S方程,控制方程为:

(1)

式中,Q为守恒变量矢量;E、F和G为无粘通矢量,Ev、Fv和Gv为粘性通矢量,湍流模型采用稳定性较高、计算精度较好的RNG模型[6],并同时求解质量方程、连续性方程及能量方程。

1.2 几何模型及网格

燃气舵模型如图1所示,整个模型由舵片1,舵片2,反射板1,反射板2,喷管及喷管座组成,其中舵片1处于切入状态,舵片2处于退出状态。

图1 燃气舵模型示意图

将建立好的燃气舵模型导入ICEM中进行四面体网格划分,并对喷管和喷管出口的流场域进行网格局部加密,划分后的网格总数为284万,燃气舵尾流场网格模型如图2所示。

图2 燃气舵尾流场网格模型

1.3 主要结构参数

如表1所示为燃气舵模型结构参数,其中δ为舵片与喷管端面间的间隙,α为舵片1的切入角度,H为反射板高度,文中只在单因素燃气舵结构参数影响下对控制力进行研究,例如在δ=0.3 mm,α=10.5°时研究不同反射板高度H对控制力的影响,并且文中根据表2中的参数建立单因素影响下不同燃气舵的尾流场模型。

表1 燃气舵模型结构参数

表2 不同燃气舵模型的结构参数

2 计算结果分析

将在ICEM中划分完的燃气舵尾流场网格导入FLUENT中进行求解计算,设置为稳态求解,选择适用于可压缩气体流动的密度基求解器,选用理想气体ideal-gas,粘性参数由三系数Sutherland公式确定,喷管进口采用压力进口(pressure-inlet)边界条件,压力值为5.47×106Pa,温度为2 300 K,尾流场出口采用压力出口(pressure-outlet)边界条件,压力值为101 325 Pa,回流温度为300 K。

图3 燃气舵尾流场截面压力分布云图

先对δ=0.3 mm,α=10.5°,H=7.5 mm燃气舵模型的尾流场进行分析,如图3所示为燃气舵尾流场截面压力分布云图,从图中可知,燃气经过喷管的收缩段至扩张段,压力逐渐减小,扩张段尾部燃气受到舵片1的“阻滞”,导致舵片下方形成局部高压区域,使扩张段喷管壁面周向压力分布不均,燃气在发动机喷管壁面产生径向的推力分量,从而形成控制力。

图4 燃气舵尾流场截面局部速度矢量图

图4为燃气舵尾流场截面局部速度矢量图,从图4中可知,舵片1下方产生了涡流,并且由于舵片与喷管端面间隙的存在,燃气从间隙向外侧“泄露”,舵片1切入侧的燃气“泄露”后,燃气在间隙出口速度急剧增加,并作用在反射板1上,沿着反射板1的内弧面流向主燃气流区,在反射板1的内弧面与舵片1的外弧面之间形成的出口空间位置产生涡流;由于舵片2处于退出状态,反射板2与舵片2之间的间隙较小,所以燃气在舵片2下方的间隙处“泄露”较少,从舵片2退出侧“泄露”的燃气顺着反射板2的内弧面又回到主燃气流区。

2.1 舵片与喷管之间的间隙对控制力的影响

文中在α=10.5°、H=7.5 mm的情况下研究舵片与喷管之间的间隙对控制力的影响,图5所示为舵片与喷管之间的间隙δ=0.15 mm、0.35 mm、0.50 mm时燃气舵尾流场截面速度分布云图,可以看出,随着δ的增加,从间隙处“泄露”的燃气增多,切入舵片对下方燃气的“阻滞”作用减小。

图5 δ=0.15 mm、0.35 mm、0.5 mm时燃气舵尾流场截面速度分布云图

燃气舵产生的控制力是燃气作用在发动机尾喷管壁面和燃气舵各部件上的径向力产生的合力效果,其中燃气作用在发动机尾喷管壁面上的径向力起到了主要作用,但是燃气在各部件上产生的径向力也是十分重要的。图6为δ在0.15～0.50 mm之间变化时,燃气作用在发动机尾喷管壁和各部件的径向力变化曲线,可以看出随着δ的增加,燃气舵产生的控制力呈线性减小,当δ小于0.3 mm时,燃气舵各部件产生的径向力对控制力产生的是减益效果,当δ大于0.3 mm时,燃气舵各部件产生的径向力对控制力产生的是增益效果,反射板1在一定程度上起到了“回收”燃气的作用,让“泄露”的燃气能够作用在反射板上,使控制力增加。

图6 燃气在喷管壁和各部件径向力变化曲线

2.2 切入角度α对控制力的影响

文中在δ=0.3 mm、H=7.5 mm的情况下研究切入角度α对控制力的影响,如图7所示为α=4.5°、9°、13.5°时燃气舵尾流场截面速度分布云图,可以看出,从α=4.5°至α=9°时,随着舵片切入角度的增加,舵片1对燃气的“阻滞”作用增大,舵片下方的激波面下移,增大了喷管壁面的压力分布不均匀度,主燃气流沿着舵片2上表面逐渐向右侧偏转;当舵片切入至13.5°时,舵片外侧过度圆弧处移动至喷管出口附近,导致舵片与喷管之间的间隙急剧增大,燃气在该处的“泄露”大量增加,并且由于此时反射板1的内弧面与舵片1的外弧面之间形成的空间位置较大,使部分“泄露”的燃气未直接作用在反射板1上,同时主燃气流的偏转角度减小。

图7 α=4.5°、9°、13.5°时燃气舵尾流场截面速度分布云图

图8 燃气在喷管壁和各部件径向力变化曲线

图8为α在1.5°～13.5°之间变化时,燃气作用在发动机尾喷管壁和各部件的径向力变化曲线,可以看出,随着舵片切入角度的增加,控制力先增大后减小,在切入角度α=10.5°时控制力达到最大;从总体上看,在切入角度小于10.5°时,燃气舵各部件产生总的径向力是使控制力增加的,当切入角度大于10.5°时,燃气舵各部件产生总的径向力是使控制力减小的,舵片1和反射板1产生了使控制力增加的径向力,舵片2和反射板2产生了使控制力减小的径向力。

图9 H=9 mm时燃气舵尾流场截面局部速度矢量图

2.3 反射板高度H对控制力的影响

文中在δ=0.3 mm,α=10.5°的情况下研究反射板高度H对控制力的影响,如图10所示为H=4.5 mm、7 mm、9 mm时燃气舵尾流场截面速度分布云图,可以看出,当H=4.5 mm时,由于反射板1偏低,从间隙泄露的燃气流沿着反射板的内弧面向外侧流动,直接作用在反射板1上的燃气较少;当H=9 mm时,从间隙泄露的燃气流大部分都作用在反射板1上,并且从反射板内弧面与舵片1外弧面之间出来的燃气大部分都回到了主燃气流区,但是由于反射板上表面水平高度要高于舵片,当高速燃气沿舵片2向外扩张时,高出舵片的反射板2使燃气流向上偏移,并且部分燃气在该处“逆流”,冲刷反射板2内弧面与舵片2外弧面之间的间隙,其局部速度矢量图如图9所示。图11为H=4.5 mm、7 mm、9 mm时,燃气在发动机尾喷管壁和各部件的径向力变化曲线,可以看出,燃气舵控制力随着反射板高度的增加而增加,当H=8 mm时,控制力达到最大60.7 N;随着反射板高度的增加,燃气在发动机喷管壁上的径向力基本上保持不变,燃气在舵片1和反射板1上产生的作用力使控制力增加,在舵片2和反射板2上产生的作用力使控制力减小,并且当H大于8 mm时,由于燃气冲刷高出舵片2的反射板,导致反射板2产生的负径向力会急剧增加,控制力急剧减小。

图10 H=4.5 mm、7 mm、9 mm时燃气舵尾流场截面速度分布云图

图11 燃气在喷管壁和各部件径向力变化曲线

3 结论

为了研究燃气舵控制力的影响因素,对不同燃气舵结构参数下的尾流场进行了数值模拟,得出的结论如下:

1)控制力是燃气作用在喷管壁面上与各部件的径向力产生的合力效果,燃气作用在喷管壁面上的径向力是控制力产生的主要部分,燃气作用在各部件的径向力是影响控制力的重要因素。

2)随着舵片与喷管之间的间隙增加,燃气舵产生的控制力减小;刚开始随着舵片切入角度的增加,燃气在喷管壁面的压力分布越不均匀,产生的控制力越大,但当舵片的切入角度大于10.5°时,从舵片下方向外“泄露”的燃气急剧增加,舵机产生的控制力开始减小;刚开始随着反射板高度的增加,产生的控制力越大,但当反射板高度大于8 mm时,由于燃气在高出舵片的反射板2上沿产生局部“逆流”,反射板2产生的负径向力急剧增加,燃气舵产生的控制力急剧减小。