带喷流扰流片的火箭发动机推力特性分析

郭 平，都昌兵，王 江

(长沙航空职业技术学院，湖南 长沙 410124)

推力矢量技术是增加导弹机动能力的途径之一，作为推力矢量技术之一，喷流扰流片通过在喷管内产生激波形成扰流片上游喷管内壁的局部高压区来提供矢量推力［1］。其特点是:结构原理简单，伺服力矩小，技术上易实现，操作可靠，喷流不偏转时无持续烧蚀和推力损失;推力矢量系统工作时轴向推力损失较大［2］。有研究表明:相比其它类型的推力矢量控制系统，喷流扰流片推力矢量控制系统体积占用小，且其在水下的工作效率要高于在空气中的工作效率［1］;推进剂中添加的铝不会带来喷流扰流片推力矢量性能和结构的损害［3］。近年来，关于喷流扰流片的研究，国外公开发表的并不多见;国内曾做过喷流扰流片的点火对比试验［4］，但对发动机轴向推力损失和侧向力的变化规律未进行深入分析，其它相关研究则少见报道。

为明确喷流扰流片产生发动机侧向力及其造成发动机轴向推力损失的大小，并探究喷管出口面积堵塞比(对应喷流扰流片在喷管出口的径向位置)对发动机侧向力和轴向推力损失的影响规律，本文针对单片凸圆弧形喷流扰流片，采用发动机台架试验侧力结合流动数值仿真的手段，分析了喷管出口不同面积堵塞比下单片喷流扰流片产生发动机侧向力的大小，以及对应的发动机轴向力推力损失，并参考数值仿真获得的流动信息讨论了发动机侧向力和轴向推力损失的变化规律。

1 物理模型及研究方法

本文研究所用火箭发动机喷管为拉瓦尔喷管，收敛段和扩张段均为锥面，发动机燃烧室直径为56mm，喷管收敛段半锥角为34.5°，喉道直径为13mm，扩张段半锥角为 9.5°，出口直径为 32.5mm。喷流扰流片为凸圆弧形，圆弧直径为25mm，厚度为5mm，紧贴喷管出口安装，扰流片安装位置可沿喷管出口半径方向调整，以研究喷管出口不同面积堵塞比条件下喷流扰流片产生的发动机气动力。研究所用喷管及喷流扰流片的几何模型及实物见图1和图2所示。

图1 喷管及扰流片几何模型

图2 安装在试验台上的试验发动机

发动机喷管出口、喷流扰流片安装、发动机点火接线以及发动机在试验台上的安装见图2所示。试验中采用火箭发动机六分力试验台进行喷管出口不同面积堵塞比(即喷流扰流片相对喷管出口截面不同径向安装位置)状态下发动机轴向力和侧向力的测量。试验台为立式六分力火箭发动机试验台，由动架、定架、弹性约束件、测力传感器、连接件组成。动架与定架采用柔性连接，使动架只能沿着发动机轴线方向移动。定架则是试验架承力的基础，对动架起着固定和保护作用。试验台轴向力静态测量精度优于0.3%，侧向力静态测量精度优于0.5%，试验台测力原理见图3。

图3 六分力试验台原理图

图4 数值分析所用计算域及结构化网格

为便于燃气与喷流扰流片相互作用下流动细节的分析和讨论，对试验用发动机喷口处流动进行了数值仿真辅助分析。其采用的计算域及结构化网格如图4所示，为适应流动细节的捕捉，靠近壁面处及流动变化剧烈的区域进行了适当的局部网格加密。分别采用压力进口(火箭发动机燃烧室条件)、绝热无滑移固壁、对称面以及压力出口(大气环境)的边界条件。火箭发动机固体推进剂为成气性较好的双基推进剂，燃烧室工作稳定段压强为7.2MPa、燃气总温 2200K、燃气定压比热为1855KJ/(Kg·K)、燃气平均分子量为 22.4Mr。

流动数值仿真采用商业仿真软件Fluent进行，流动的计算采用二阶迎风格式及Roe平均的矢通量裂解格式，喷管内燃气流动采取冻结流简化;采用二阶标准k－ε湍流模型进行近壁面湍流区域的计算［5］;在与壁面相邻近的粘性边界层中，采用标准壁面函数进行修正。流动计算达到稳定收敛的判定原则为:流动各主要残差下降3个数量级且计算域进出口流量稳定。

2 数据分析与讨论

本文试验研究针对喷流扰流片的3个径向安装位置，分别对应的喷管出口面积堵塞比为0.07、0.13和0.19。测量获得了该3个状态下发动机的侧向力以及轴向推力进而得到轴向推力损失。参照试验状态，进行了对应的数值仿真分析研究。

图5给出了发动机侧向力和轴向推力损失(无扰流片作用下与有扰流片作用下发动机轴向力的差)随喷管出口不同面积堵塞比的变化规律。图中横坐标为喷管出口面积堵塞比，定义为扰流片所遮挡的喷管出口面积与喷管出口总面积的比值;纵坐标为发动机侧向力和轴向推力损失，分别以无扰流片状态下的发动机推力为参考基准做了无因次化处理;图中test代表试验结果，simu代表仿真结果。从图中数据分布可知:随着喷管出口面积堵塞比的增加，发动机侧向力增加，轴向推力损失增大。当喷管出口面积堵塞比从0.07增加到0.19时，侧向力与发动机基准推力(无扰流片作用时发动机推力)的比值从0.04增大为0.11，发动机轴向推力损失与发动机基准推力的比值从0.01变化为 0.07。

图5 轴向力损失和侧向力分布

从发动机侧向力的变化曲线分布可见，无论是试验测量结果还是数值仿真所得结果，随着喷管出口面积堵塞比的增加，侧向力也不断增加，且表现出较为明显的线性。从发动机轴向推力损失的变化情况看，喷管出口面积堵塞比的增加使得发动机轴向推力损失也逐渐增大，但试验测量结果和数值仿真结果的数值增长规律有所不同。数值仿真结果呈现近似线性分布，而试验测量结果则明显带有非线性特征，且随着喷管出口面积堵塞比的增加，发动机轴向推力损失有加速提升的趋势。比较发动机喷管出口面积堵塞比增加的条件下，发动机侧向力和轴向推力损失的变化斜率可以发现，发动机侧向力增加斜率大于发动机轴向推力损失的增加斜率。表明:当调整喷流扰流片与喷管出口的径向相对位置时，扰流片形成的发动机侧向力大于此举带来的轴向推力损失。从本文所得数据分布可见，在发动机喷管出口面积堵塞比从0.07增加为0.19的过程中，发动机轴向推力损失约为发动机侧向力的30%到50%。

图6 喷管内壁面压强分布

为进一步了解发动机喷管出口面积堵塞比对发动机侧向力的影响，图6给出了喷管出口不同面积堵塞比下对应的发动机喷管扩张段内下游靠近喷流扰流片位置处的内壁面压强分布，图中压强数据分别以环境大气压为参考基准做了无因次化处理。图6中图a、b、c分别对应的喷管出口面积堵塞比为0.07、0.13 和 0.19。比较 3 幅图片中的压力分布可知:喷管出口位置处的喷流扰流片造成了喷管扩张段内部扰流片上游出现激波，激波面为较复杂的空间曲面，激波后壁面压强明显增加;随着喷管出口面积堵塞比的增加，扰流片上游喷管内壁面激波影响区域增大，且激波强度，即波后壁面压强增加幅度也加大。喷管出口附近内壁面的非对称压力分布形成了发动机的侧向力，而喷管出口面积堵塞比的增加使得喷管内壁面激波影响区域以及波后壁面压强增加幅度都加大，因此造成发动机侧向力的增加。

为深入了解发动机轴向推力损失的产生原因，图7给出了喷管出口面积堵塞比为0.19的状态下，喷流扰流片所在位置的喷管中心对称面内的燃气马赫数及流线分布。从图中可以发现:扰流片上游的流动特征类似超声速的前台阶流动，紧贴扰流片上游为脱体激波，扰流片上游靠近喷管壁面处流动受到阻碍形成局部的闭式分离(见图7中的漩涡)，分离区沿喷管壁面向上游发展，挤占了主流的部分流动通道，破坏了喷管内原来的锥形流动。分离区的存在使得超声速主流有效流通面积缩小，超声速流动向自身偏转进而产生分离诱导激波，激波后的逆压梯度加剧了边界层分离趋势，使得原本存在的局部分离区扩大。

图7 喷管中心对称面内马赫数及流线分布

超声速前台阶流动产生的激波与边界层相互作用，形成了稳定的局部分离区以及空间曲面激波，见图6。分离区内的漩涡在壁面粘性作用下消耗动能、在主流粘性作用下补充动能，形成了稳定流动，它的存在消耗了主流的部分动能;分离区上游的分离诱导空间曲面激波以及扰流片上游的脱体激波又进一步造成了流动机械能的损失。以上粘性损失和激波损失构成了发动机轴向推力损失，而发动机喷管出口面积堵塞比的增加使得以上两种损失加剧，因此发动机的轴向推力损失也就加大。

3 结论

针对本文研究采用的凸圆弧形喷流扰流片以及本文所采用的发动机形式，结合试验测量和数值仿真分析所得数据，由以上讨论可得出以下结论:

(1)调整喷流扰流片安装位置使得发动机喷管出口面积堵塞比从0.07增加到0.19时，发动机侧向力与发动机基准推力(无扰流片作用时发动机推力)的比值从0.04增大为0.11，发动机轴向推力损失也随之逐渐增加，数值上约为发动机侧向力的30%到50%;

(2)喷流扰流片产生的喷管内壁面非对称压力分布是发动机侧向力产生的原因，喷流扰流片产生的喷管内燃气流动的粘性和激波损失是造成发动机轴向推力损失的根源;

(3)随着喷管出口面积堵塞比的增加，发动机侧向力的变化近似为线性，而发动机轴向推力损失的变化规律有待于进一步研究。

［1］O.Brevig，K.Sleigh，R.W.Casebolt.Underwater test qualification of the tomahawk booster and jet tab TVC system［R］.AIAA 79－1299，1979.

［2］杨晓光，林学书.R－73弹推力矢量及副翼系统结构分析［J］.航空兵器，1998，(2).

［3］R.G.Eatough.Jet tab thrust vector control system demonstration［R］.AIAA 71－752，1971.

［4］钟华.扰流片式弹射火箭推力矢量控制技术研究［D］.西安:西北工业大学，2005.

［5］韩占忠，王敬，兰小平.FLUENT流体工程仿真计算实例与应用［M］.北京:北京理工大学出版社，2010.