二次喷管对引射火箭性能影响研究

二次喷管对引射火箭性能影响研究 ? 二次喷管对引射火箭性能影响研究 刘佩进 ,何国强 ,李宇飞 ,秦 飞 ()西北工业大学航天工程学院 ,西安 710072 摘要 :利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器 , 一次流的膨胀 、二次流在进气道中的流动 、一次流和二 就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和 次流的混合 、混合流体的扩压 、二次燃烧的组织和混合 数值模拟研究 。模拟计算和试验结果表明 ,二次喷管降低了发 流体在二次喷管中的膨胀等 ,这些因素相互影响 ,作用 动机的引射系数 ,但改变了燃烧室的压强分布 ,使其推力特性 4 ,5 机理很复杂。文中用数值模拟和实验研究相结合 得以改善 。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下 ,存在一个的方法 ,研究了在没有二次燃烧的条件下收敛型二次 最佳二次喷管出口面积 ,它能使引射火箭的推力达到最大 。 喷管出口面积对发动机引射系数 、二次燃烧室压强分 关键词 :引射火箭 ;二次喷管 ;推力比 ;引射系数 布和推力性能的影响 。 中图分类号 : V435 文献标识码 :A An invest igat ion of the inf l uence of secondary nozzles 2 数值模拟 on the perf ormance of rocket ejectors 2 . 1 计算模型 L IU Pei2jin , H E Guo2qiang , L I Yu2fei , Q IN Fei/ / Col2 文中模拟 4 种出口面积的二次喷管 ,研究喷管出 lege of Ast ro nautics , Nort hwestern Polytechnical U niversity , Xi’口面积变化对引射燃烧室内压强分布 、引射火箭的引 an 710072 , China . 射效应和发动机推力的影响 。计算模型的结构如图 1 所示 ,整体式引射燃烧室的长度为 1 m ,采用上单壁扩 Abstract : The utilizatio n of rocket ejector is important to st ruc2 t ural integratio n of RBCC , for it may decrease weight and co m2 张 ,扩张角 3?。入口的截面积为 110 mm ×100 mm ,出 口plexit y of t he motor . Numerical simulatio n and experimental ap2 宽度为 110 mm ,出口高度由扩张角和长度确定 。二 次p roaches are adop ted in t he paper to investigate t he influence of 喷 管 为 收 敛 喷 管 , 模 拟 的 出 口 高 度 H 分 别 为 seco ndary nozzle o n t he performance of rocket ejector . In t he t heo2 110 mm 、90 mm 、70 mm 和 50 mm 。retical aspect , unst ruct ured meshes are used in 32D numerical sim2 ulatio n. The result s indicate t hat alo ng wit h decreasing exit area of seco ndary nozzle , t he bypass ratio decreases , t he static p ressure in integrated ejector co mbustor increases. There exist s an op timal ex2 it area of seco ndary nozzle to result in a maximum t hrust of rocket 图 1 计算模型结构示意图 ejector in t he light of t he investigated ejector chamber st ruct ure. Fig. 1 Structure sketch of computation model Key words : rocket ejector ; seco ndary nozzle ; t hrust ratio ; by2 pass ratio 计算域的非结构网格划分如图 2 所示 。图 2 中 , X 为长度方向 , Y 为高度方向 , Z 为宽度方向 。网格 引言1 为四面体结构 , 共约 11 . 5 万个网格 。所用的控制方 ) ( 引射火箭是 RBCC 火箭基组合循环发动机起飞 程 、离散方法和边界条件在参考文献 5 中给予了详细 阶段的可选动力 ,是实现高超飞行器结构一体化 介绍 ,这里不再赘述 。的技术关键 ,对降低系统复杂度 ,提高工作可靠性和组 1 ,3 2 . 2 计算结果合发动机性能具有重要意义。引射火箭模态工 表 1 是数值模拟的结果 ,出口高度为 152 mm 的情 作在 RBCC 的起飞阶段 ,而此阶段飞行器的质量最大 , 况表示在引射燃烧室后段没有添加二次喷管 。计算条 因此该阶段的推力性能对整个组合发动机的弹道性能 件中为燃气发生器燃烧室压强为 6M Pa ,一次流流量 有着重要的影响 。影响引射火箭性能的因素很多 ,如 ? 收稿日期 :2003204202 。 () 作者简介 :刘佩进 1971 —,男 ,博士 ,主要研究领域为火箭发动机及燃烧 。 为 0 . 312 kg/ s 。从表 1 可以看出 , 随着二次喷管出口 ( 面积的减小 ,二次流流量逐渐下降 ,引射系数 二次流 ) 流量/ 一次流流量也随之减小 。引射火箭的推力随着 喷管结构的变化呈先增后减的现象 ,即在某一个二次 () 喷管出口面积 临界面积推力达到最大 。 图 3 引射燃烧室中心线上的静压分布 Fig. 3 Static pressure distribution on the center l ine of ejector combustor 3 试验研究 3 . 1 实验系统 在进行理论研究的同时 ,开展了相应的实验研究 。 图 2 出口局部计算网格 以固体燃气发生器为一次火箭 ,开展了地面静态条件 Fig. 2 Partial computation grids at exit 6 下的引射火箭实验研究。实验发动机结构如图 4 所 示 。 表 1 计算结果 Ta b. 1 Computation results )( )( )( )( A 90 B 70 C 50 D 152 110 出口高度/ mm ( )kg/ s 二次流质量流率/ 1 . 268 1 . 249 1 . 223 0 . 830 0 . 730 ( ) 出口速度/ m/ s200 . 9 253 . 9 285 . 6 307 . 4 317 . 3 计算推力/ N 引302 . 4 393 . 6 422 . 0 312 . 8 240 . 1 射系数 4 . 06 4 . 00 3 . 92 2 . 66 2 . 34 推力比 0 . 54 0 . 70 0 . 75 0 . 56 0 . 43 图 4 实验发动机结构 Fig. 4 Test motor conf iguration 2 . 3 计算结果 发动机推力包括动推力和静推力 ,其中动推力在 ,安装不同出口高度的二次 在引射燃烧室的后段 整个推力中占主要部分 。动推力的决定因素是质量流 喷管 。由于引射燃烧室中总压较低 ,难以在拉瓦尔喷 率和速度 ,随着出口面积的减小 ,引射燃烧室内部压强 管中达到临界状态 ,所以采用收敛喷管 。喷管结构如 上升 ,二次喷管出口混合气体速度增加 。同时 ,引射系 图 5 所示 。 数的降低导致总质量流率下降 ,其中流量下降与面积 的减小不成线性关系 。在出口面积大于临界面积时 , 二次喷管对引射燃烧室流动的阻塞效应不明显 ,引射 系数对二次喷管出口面积的变化不敏感 ,随着面积的 减小 ,引射系数变化不大 ,出口速度和混合气体质量流 率变化的综合结果导致推力上升 ; 当二次喷管出口面 积小于临界面积之后 ,二次喷管对引射燃烧室流动的 图 5 二次喷管结构示意图 阻塞作用明显 。从图 3 可看出 ,随着二次喷管出口面 Fig. 5 Structure sketch of secondary nozzle 积的减小 ,通道内的压强逐渐升高 。随着出口面积的 进一步减小 ,引射系数下降迅速 ,出口速度的增加不能 3 . 2 实验结果 弥补总流量减小对推力的影响 ,推力随着出口面积的 ( ) 利用上述试验装置 ,对 4 种出口高度 面积的二 减小呈下降趋势 。当出口面积进一步减小时 ,可能导 次喷管进行了海平面静态试验研究 。4 种结构的实验 致引射燃烧室内部压强过高 ,不能起到引射作用 ,甚至 结果如表 2 所示 。 () 会产生反流 一次流从进气道流出。 — 109 — 表 2 实验结果 c. 在不组织二次燃烧的情况下 ,很难使引射火箭 Ta b. 2 Exper imental results 实现推力增强 ,因此需进一步开展引射模态二次燃烧 研究 。 出口高度/ mm 152 86 76 46 燃气发生器压强/ M Pa 7 . 0 7 . 4 7 . 3 6 . 8 引射系数 参考文献 2 . 9 2 . 89 2 . 57 1 . 55 推力比 1 L ehmen M , Pal S , Santoro R J . Experimental investigatio n 0 . 43 0 . 56 0 . 62 0 . 38 of t he RBCC rocket2ejector mode R . A IAA 2200023725 . L andrum D B , Thames M , Par kinso n D. Investigatio n of 2 从表 2 可看出 ,测得的引射系数和推力的变化同 t he rocket induced flow field in a rectangular duct R . A 2 数值分析具有相同的变化规律 ,表明一定出口面积的 IAA29922100 . 二次喷管改善了引射火箭性能 ,并存在一个出口面积 3 Dykst ra F , Caporicci M , Immich H. Experimental investi2 gatio n of t he t hrust enhancement potential of ejector rocket s 的最佳值 ,使引射火箭的推力达到最大 。 R . A IAA 29722756 . 4 刘佩进 . RBCC 引射火箭模态性能与影响因素研究 D : 结论4 [ 博士论文 . 西安 :西北工业大学航天工程学院 ,2002 . 王 a . 二次喷管的加入改变了引射燃烧室的压强分 ( ) 国辉 , 王小军 , 杨勇 , 等 . 火箭基组合循环 RBCC推 进5 () 系统研究现状 J . 固体火箭技术 ,2003 , 3. 布 ,使二次流质量流率降低 ,引射系数下降 ; 刘佩进 ,何国强 , 等 . 低速条件下引射火箭实验研究 J . b. 二次喷管改变了混合气体的做功能力 ,使引射 6 () 固体火箭技术 ,2002 , 1. 火箭推力性能发生改变 ,存在一个最优的二次喷管出 ()编辑 :崔贤彬口面积 ,使引射火箭推力最大 ; ()上接第 90 页 () 中的应用 J . 固体火箭技术. 2003 ,26 1:19221 . ( αφφ) 法 ,即选取、a 、t 、、i = 2 ,3、t 及 m 8 个优 化??m 1 s i glidepl 玄光南 ,程润伟 . 遗传算法与工程 M . 北京 : 科学出 4 设计变量 ,考虑火箭在发射平面内运动 ,其俯仰角按 标版社 ,2000 . 准程序角变化 ,从而建立了轨道优化模型 。算例结 果Michalewicz Z , Logan T , Swaminat han S. Evolutio nary op2 5 表明 ,该方法符合工程实际 ,适用于水平空中发射固 体eratio ns for co ntinuous co nvex parameter spaces M . Sebald 运载火箭方案论证和初步设计阶段 。 and Fogel 375 ,84 297 . Gen M , LiuB , Ida K. Evolutio n p rogram for deterministic 6 and stochastic op timizatio ns J . Euro pean Journal of Opera2 参考文献 () tio nal Research ,1996 in p ress. 固体火 1 李坚译 . M2V 火箭改型的空中发射运载系统 J . () 箭技术 . 1993 ,16 2:31240 . Gen M , Liu B , Ida K , et al . Evolutio n p rogram for co n2 7 st rained no nlinear op timizatio n M . Gen and Koba yashi 2 任萱. 人造地球卫星轨道力学 M . 长沙 :国防科技大学出 版社 ,1988 . 160 , 576 2579 . ()编辑 :何晓兴3 孙丕忠 ,张育林 . 正交设计遗传算法在固体火箭优化设计 — 110 —