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 () 文章编号 :100622793 20040220108203 ? 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 plexit y of t he motor . Numerical simulatio n and experimental ap2 口宽度为 110 mm ,出口高度由扩张角和长度确定 。二 p roaches are adop ted in t he paper to investigate t he influence of 次喷 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 1 引言 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 , 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 计算结果分析 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 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 。 152 86 76 46 出口高度/ mm 7 . 0 7 . 4 7 . 3 6 . 8 燃气发生器压强/ M Pa 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 Dykst ra F , Caporicci M , Immich H. Experimental investi2 3 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 : 4 结论[ 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 5 () 进系统研究现状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 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 化设计变量 ,考虑火箭在发射平面内运动 ,其俯仰角按 版社 ,2000 . 标准程序角变化 ,从而建立了轨道优化模型 。算例结 Michalewicz Z , Logan T , Swaminat han S. Evolutio nary op2 5 果表明 ,该方法符合工程实际 ,适用于水平空中发射固 eratio ns for co ntinuous co nvex parameter spaces M . Sebald 体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. 李坚译. M2V 火箭改型的空中发射运载系统J . 固体火1 () 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 . () 3 编辑 :何晓兴孙丕忠 ,张育林. 正交设计遗传算法在固体火箭优化设计