大型活动发射平台螺栓联接预紧力分析.pdf

2012年第 2期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.2 2012
总第 318期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.318
文章编号:1004-7182201202-0008-06
阀门作 动速度 对流量 可调固 体火箭 冲压发 动机
动态响 应特性 的影响
马立坤,夏智勋,胡建新
国防 科学 技术大学 高超 声速发动机技 术国防科技重 点实验室 ,长 沙,410073
摘要 :利用数值模拟的方法,通过研究调节阀以不同速度作动时燃气发生器压强、燃气流量和发动机推力等参数的
响应情况,分析了阀门作动速度对燃气流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响。结果表明,调节阀作动速度
对参数的响应速度和负调量均有较大影响,其过大或过小均不利于发动机整体性能的提高;在实际情况下,需要综合考
虑,以选择合适的阀门作动速度。
关键词:固体火箭冲压发动机;流量调节;动态响应;动网格
中图分类号:V43 文献标识码 :A
0 引 言 某稳定值;b当期望富燃燃气流量增大时,富燃燃
现代导 弹对 飞行空 域和 机动性 的要 求越来 越高 , 气流量先减 小再增大 , 这种现象称 为负调 或逆
固体火箭冲 压发动机以 冲压方式进 入补燃室的 空气流响应特性。燃气流量的负调会引起补燃室压强和
量会随着导 弹飞行高度 、马赫数及 攻角等飞行 条件的 发动机推力 的负调。负 调发生时, 补燃室压强 在短时
变化而变化 。为保证发 动机具有良 好的性能, 必须调间内大幅变化变化幅度可达 60以上,有可能使进
节燃气发生 器的燃气流 量。用于燃 气流量调节 的方案 气道处于亚 临界,推力 的骤变会影 响导弹飞行 姿态和
主要有两种:变喉面改变燃气发生器喷喉面积;非 飞行安全。 因此,负调 的存在给发 动机的稳定 工作和
壅塞喷管的 自适应调节 。目前,广 泛采用的流 量调节控制带来困难,有必要对其开展研究。
方式主要是 利用机械阀 门改变燃气 发生器喷喉 面积来 基于任意 拉格朗日 - 欧 拉方法 Arbitrary
控制燃气发生器压力,进而控制燃气流量的方式。 Lagrangian-Eulerian, ALE描述的 Nervier-Stokes方程,
Wilkerson 和Lucas 等人 提出 的对于 变喉面的燃 利用动网格 技术和用户 自定义函数User Defined
气流量调节方式有:a当期望燃气流量减少时,快速 Feature,UDF,进行了流量调节过程中发动机内部非
增大燃气发 生器喷喉面 积,燃气流 量先增大再 减小到 稳态工作过 程的数值模 拟,分析了 阀门作动速 度对参
收稿日期:2011-07-22;修回日期:2012-02-28
作者简介:马立坤1987-,男,硕士研究生,研究方向为固体火箭冲压发动机技术 2012年第 2期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.2 2012
第 2期 9
总第 318期 马立坤等 阀门作动速度对流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.318
数动态响应特性的影响。 文章编号:1004-7182201202 -0008-06
向量,和的表达式分别为
1 计算模型
阀门作 动速度 对流量 可调固 体火箭 冲压发 动机
1.1 物理模型
流量可 调固 体火箭 冲压 发动机 结构 主要由 燃气 发
动态响 应特性 的影响
生器和补燃室两部分组成见图 1,用以改变喷喉面
马立坤,夏智勋,胡建新 ??
积的阀门位 于燃气发生 器喷管处。 考虑到除进 气道和 z
国防 科学 技术大学 高超 声速发动机技 术国防科技重 点实验室 ,长 沙,410073
流量调节阀 门外,燃气 流量可调固 体火箭发动 机基本 ??
为轴对称结 构,同时由 理论分析可 知燃气流量 调节过
摘要 :利用数值模拟的方法,通过研究调节阀以不同速度作动时燃气发生器压强、燃气流量和发动机推力等参数的
程的动态特 性主要决定 于阀门运动 引起的燃气 发生器
响应情况,分析了 7 阀门作动速度对燃气流量可调固体火箭冲压发动机动态响应特性的影响。结果表明,调节阀作动速度
喉部面积变化率。因此,为减小计算量,将进气道等
对参数的响应速度和负调量均有较大影响,其过大或过小均不利于发动机整体性能的提高;在实际情况下,需要综合考
价为环形 进 气并通过 编 写UDF 程序 控制动网 格 运动速 ττ nnτ n
虑,以选择合适的阀门作动速度。
度以控制喉 部面积变化 率,则可以 采用二维轴 对称模
关键词:固体火箭冲压发动机;流量调节;动态响应;动网格
型来描述流 量可调固体 火箭冲压发 动机内的燃 烧与流 ??
中图分类号:V43 文献标识码 :A
动过程。
式中 S为控制体V的表面; d S为表面的面积微元;
n为面积微元法向的单位矢量, nni n j n k;u为
流体的运动速度,u ui vj wk;x为动网格的运动速
度, x?x i y j z k;ρ, p, E分别为流体的密度、
压强和单位质量总能;τ为黏性应力张量;Θ为黏性
图1 流量可调固体火箭冲压发动机结构示意
应力功和流体热传导的组合项; Y为 组分 i 的质量分
数。
为简化计算,做如下假设:
对于二维轴对称, w 0, 0,其中φ为任意流
a流量调节过程中,燃气发生器自由容积保持不
the response velocity and the negative-regulation extent of paramete动参数。 rs, and valv e velocities either too low or too high are harmful
变;
1.3 燃烧模型
b假设流动为纯气相流动,不考虑两相流、辐射
comprehensively to choose the optimal valve velocity. 文中采用涡团耗散模型Eddy Dissipation Model,
换热以及壁面烧蚀;
Key Words: Ducted solid rocket motor,Gas flow regulating, DE yn DM ami来 c respons模拟流量 e charac可调 terist固体火 ics, Dyn箭冲 amic m压发动 esh 机内的掺混
c药柱燃面燃速相等;
燃烧过程。EDM模型认为,化学反应速率不但在很大
d流量调节中,燃速仍然满足 r aP,其中: a
0 引 言 某稳定值;b当期望富燃燃气流量增大时,富燃燃
程度上受湍流的影响,而且还取决于涡团中包含燃料、
为燃速系数, P为燃烧室压强。
现代导 弹对 飞行空 域和 机动性 的要 求越来 越高 , 氧化剂和产 气流量先减 物中浓度最 小再增大 , 小的个, 这种现象称该模型既能 为负调 用于预 或逆
1.2 控制方程
固体火箭冲 压发动机以 冲压方式进 入补燃室的 空气流混火焰,也能用于扩散火焰。响应特性。燃气流量的负调会引起补燃室压强和
阀门的 运动 会引起 相应 区域网 格发 生变化 ,需 要
量会随着导 弹飞行高度 、马赫数及 攻角等飞行 条件的 发动机推力 的负调。负 调发生时, 补燃室压强 在短时
1.4 计算网格及边界条件
用到动网格 技术。目前