高过载条件下固体火箭发动机工作稳定性研究

    曹军+郭颜红+邢强

    摘 要:针对高过载条件下固体火箭发动机的燃烧特性,利用燃速方程编程计算,得出了过 载条件下含铝复合推进剂燃速增加系数,分析了过载与燃速增大变化规律,并采用非均匀燃面计 算方法模拟不同过载条件下发动机的内弹道性能,结果表明,过载对发动机内弹道性能影响不明 显,但会影响特定部位燃速增大导致的装药偏烧,有必要加强该部位的热防护。

    关键词:高过载;固体火箭发动机;非均匀燃面计算方法;内弹道性能

    中图分类号:V435+.12 文献标识码:A 文章编号:1673-5048(2014)01-0033-04

    ResearchontheWorkingStabilizationofSolidRocket MotorUnderHighOverload

    CAOJun1,GUOYanhong1,2,XINGQiang1

    (1.ChinaAirborneMissileAcademy,Luoyang471009,China;2.AviationKeyLaboratoryofScienceand TechnologyonAirborneGuidedWeapons,Luoyang471009,China)

    Abstract:Basedonthecombustioncharacteristicofsolidrocketmotorunderhighoverload,thedata oftheburningrateaugmentationoftheHTPBpropellantsontheoverloadisacquiredbycomputingburn ingrateequation,andthelawofburningrateaugmentationchangedwithoverloadisanalyzed.Theinter nalballisticperformanceunderdifferentoverloadiscomputedbytheirregularburningsurfacecalculation method.Theresultshowsthat,theoverloadhaslittleeffectontheinternalballisticsperformance,but couldincreasetheburningrateofspecificareasandleadtothegrainburningeccentrically.itisnecessary tostrengthenheatsafetydesignfortheseareas.

    Keywords:highoverload;solidrocketmotor;irregularburningsurfacecalculationmethod;inter nalballisticsperformance

    0 引 言

    近年来,随着高机动性能战术导弹技术的发 展,对高横向过载下发动机的工作稳定性和安全 性提出了越来越高的要求。高过载会对火箭发动 机三维两相内流场以及装药燃烧产生很大的影响, 由高过载引起的发动机装药燃速增加使得燃面推 移偏离设计状态,可能出现偏烧问题,这不仅会导致发动机内弹道性能的显著改变,而且可能导 致发动机绝热层提前暴露在高温燃气中。对于采 用含高铝粉推进剂的发动机来说,高过载还会引 起燃烧室和喷管内部高速粒子流的局部聚集和冲 刷,恶化了发动机绝热层的工作环境,严重时会导 致内绝热防护失效[1-2]。

    基于以上背景,本文通过理论计算与数值仿 真,研究多种典型过载模式下发动机装药的燃烧 过程。针对某些可能出现的危险工况,提出发动机 装药设计以及绝热层设计的改进措施,改善发动 机在高过载条件下的工作特性,优化发动机总体 性能、提高发动机工作的安全性和可靠性。

    1.1 几何模型

    发动机结构如图1所示,选用力学性能优良、 燃速调节范围大的丁羟三组元推进剂,采用“圆管 +星型”的装药形式,其中第一级装药为高燃速推 进剂,第二级为低燃速推进剂。

    由表2可见,当推进剂燃速不变时,随着过载 的增加,推进剂的燃速增大系数也随之增大,这是 过载引起的惯性造成了燃烧火焰对推进剂表面的 热反馈增加,燃速也随之增大;当过载不变时,低 燃速推进剂的增大系数大于高燃速推进剂。如参 考燃速为0.0055m/s的低燃速推进剂在过载为 20时,燃速增大系数已达到1.309,而参考燃速为 0.014m/s的高燃速推进剂在过载为50时,燃速 增大系数仅为1.068,因此对于本发动机来说,续 航段推进剂燃速低,工作时间长,过载对发动机的 影响更值得关注。

    2 燃面推移与内弹道计算

    xT1=xO1+r1cosθ2 yT1=yO1+r1sinθ2

    同理可得:

    xT2=xO2+r2cosθ4 yT2=yO2+r2sinθ4

    则图中角度α1=θ1+π,α2=θ2。

    同理可得:α4=θ4;α3=θ3+π。0≤α1,α2,α3,

    α4≤2π

    当[α1,α2]∩[α3,α4]为空集时,切线T1T2与 T3T4之间增加圆弧段T2T3,为保持燃面的折线表 达,取圆弧中点T23分别与切点T2,T3连接成折线 段。当[α1,α2]∩[α3,α4]不为空集时,切线T′1T′2 与T′3T′4有交点TT,新燃面为折线段T′1TTT′4。

    当处理三维复杂装药在侵蚀燃烧和高过载条 件下的燃面推移时,首先应将燃面离散成网格,如 图3所示,沿着周向用等间隔辐射状半径线离散整 个区域,将所有半径线与燃面的交点连接成折线 替代初始燃面,然后采用图2所示方法计算下一时 刻的燃面位置,在过发动机轴线的纵剖面上也可 得到燃面的近似折线,由横切面和纵剖面燃面的 推移可获得下一时刻燃面位置的较精确近似。如 图4所示,燃面网格点A在横切面内随星型折线段推移至A1点,而在纵剖面内推移至A2点,则取A 点的最终推移点为A1和A2中径向坐标最大者。

    如图5所示,网格顶点P上的燃速可由相邻 燃面网格上的燃速插值得到,由于网格面四角点 一般不在一个平面上,可由S1,S2,S3,S4四个三 角形上的燃速计算出P点燃速。

    基于上述方法,本文采取与北航共同开发的 Missileoverload软件计算出装药在整个燃烧过程中 的燃面数据。

    2.2 加载条件及计算结果

    加载条件列于表3,表中4种侧向加载状态下 的燃面推移差别不大,以最高加载状态4为例进行 说明。图6所示为工作温度20℃时加载状态4不 同时刻的燃面位置,在t=0s时,装药通道后部由 于侵蚀燃烧而增加了燃速,随着燃烧进行通道扩 大,侵蚀燃烧迅速消失。

    由表5以及图8压力曲线对比可知,4种侧向 加载状态下的内弹道性能与无过载时变化不大, 最大压力较无过载下上升不到1%。有过载时工作 压力稍有提高,但压力拖尾提前。

    3 结 论

    (1)推进剂燃速随过载的增加而增大,在相由表可以看出,过载越大,偏烧越严重,二级装药 绝热层提前暴露的时间越早。

    无过载以及4种侧向加载状态下内弹道性能 计算结果如表5所示。图8为有/无过载工况下压 力、推力曲线的对比。同过载方位角的条件下,推进剂基础燃速较低时 增大系数更大;

    (2)过载条件下发动机装药会出现烧偏现象, 过载越大,烧偏现象越严重,二级装药包覆层提前 暴露的时间越早;在最高加载状态4条件下,发动 机包覆层提前暴露2.1s,存在发动机热防护安全 隐患;

    (3)过载对发动机的内弹道性能影响并不明 显。有过载时发动机工作压力稍有提高,但压力拖 尾提前。

    参考文献:

    [1]谢文超,徐东来,蔡选义,等.空空导弹推进系统设计 [M].北京:国防工业出版社,2007.

    [2]WuYuan,HeGuoqiang,SunZhanpeng,etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology,2010 (5):006.

    [3]郭彤,侯晓.加速度对丁羟推进剂燃速影响的研究 [J].火炸药学报,2010(1):30-32.

    [4]刘世东.过载对固体火箭发动机影响的研究[J].航空 兵器,2006(6):42-44.

    [5]方蜀州,胡克娴.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿 真技术及燃面通用计算方法[J].固体火箭技术,1993 (4):10-20.

    [6]马长礼.固体火箭发动机MDF燃面计算方法研究 [D].长沙:国防科学技术大学,2007.

    如图5所示,网格顶点P上的燃速可由相邻 燃面网格上的燃速插值得到,由于网格面四角点 一般不在一个平面上,可由S1,S2,S3,S4四个三 角形上的燃速计算出P点燃速。

    基于上述方法,本文采取与北航共同开发的 Missileoverload软件计算出装药在整个燃烧过程中 的燃面数据。

    2.2 加载条件及计算结果

    加载条件列于表3,表中4种侧向加载状态下 的燃面推移差别不大,以最高加载状态4为例进行 说明。图6所示为工作温度20℃时加载状态4不 同时刻的燃面位置,在t=0s时,装药通道后部由 于侵蚀燃烧而增加了燃速,随着燃烧进行通道扩 大,侵蚀燃烧迅速消失。

    由表5以及图8压力曲线对比可知,4种侧向 加载状态下的内弹道性能与无过载时变化不大, 最大压力较无过载下上升不到1%。有过载时工作 压力稍有提高,但压力拖尾提前。

    3 结 论

    (1)推进剂燃速随过载的增加而增大,在相由表可以看出,过载越大,偏烧越严重,二级装药 绝热层提前暴露的时间越早。

    无过载以及4种侧向加载状态下内弹道性能 计算结果如表5所示。图8为有/无过载工况下压 力、推力曲线的对比。同过载方位角的条件下,推进剂基础燃速较低时 增大系数更大;

    (2)过载条件下发动机装药会出现烧偏现象, 过载越大,烧偏现象越严重,二级装药包覆层提前 暴露的时间越早;在最高加载状态4条件下,发动 机包覆层提前暴露2.1s,存在发动机热防护安全 隐患;

    (3)过载对发动机的内弹道性能影响并不明 显。有过载时发动机工作压力稍有提高,但压力拖 尾提前。

    参考文献:

    [1]谢文超,徐东来,蔡选义,等.空空导弹推进系统设计 [M].北京:国防工业出版社,2007.

    [2]WuYuan,HeGuoqiang,SunZhanpeng,etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology,2010 (5):006.

    [3]郭彤,侯晓.加速度对丁羟推进剂燃速影响的研究 [J].火炸药学报,2010(1):30-32.

    [4]刘世东.过载对固体火箭发动机影响的研究[J].航空 兵器,2006(6):42-44.

    [5]方蜀州,胡克娴.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿 真技术及燃面通用计算方法[J].固体火箭技术,1993 (4):10-20.

    [6]马长礼.固体火箭发动机MDF燃面计算方法研究 [D].长沙:国防科学技术大学,2007.

    如图5所示,网格顶点P上的燃速可由相邻 燃面网格上的燃速插值得到,由于网格面四角点 一般不在一个平面上,可由S1,S2,S3,S4四个三 角形上的燃速计算出P点燃速。

    基于上述方法,本文采取与北航共同开发的 Missileoverload软件计算出装药在整个燃烧过程中 的燃面数据。

    2.2 加载条件及计算结果

    加载条件列于表3,表中4种侧向加载状态下 的燃面推移差别不大,以最高加载状态4为例进行 说明。图6所示为工作温度20℃时加载状态4不 同时刻的燃面位置,在t=0s时,装药通道后部由 于侵蚀燃烧而增加了燃速,随着燃烧进行通道扩 大,侵蚀燃烧迅速消失。

    由表5以及图8压力曲线对比可知,4种侧向 加载状态下的内弹道性能与无过载时变化不大, 最大压力较无过载下上升不到1%。有过载时工作 压力稍有提高,但压力拖尾提前。

    3 结 论

    (1)推进剂燃速随过载的增加而增大,在相由表可以看出,过载越大,偏烧越严重,二级装药 绝热层提前暴露的时间越早。

    无过载以及4种侧向加载状态下内弹道性能 计算结果如表5所示。图8为有/无过载工况下压 力、推力曲线的对比。同过载方位角的条件下,推进剂基础燃速较低时 增大系数更大;

    (2)过载条件下发动机装药会出现烧偏现象, 过载越大,烧偏现象越严重,二级装药包覆层提前 暴露的时间越早;在最高加载状态4条件下,发动 机包覆层提前暴露2.1s,存在发动机热防护安全 隐患;

    (3)过载对发动机的内弹道性能影响并不明 显。有过载时发动机工作压力稍有提高,但压力拖 尾提前。

    参考文献:

    [1]谢文超,徐东来,蔡选义,等.空空导弹推进系统设计 [M].北京:国防工业出版社,2007.

    [2]WuYuan,HeGuoqiang,SunZhanpeng,etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology,2010 (5):006.

    [3]郭彤,侯晓.加速度对丁羟推进剂燃速影响的研究 [J].火炸药学报,2010(1):30-32.

    [4]刘世东.过载对固体火箭发动机影响的研究[J].航空 兵器,2006(6):42-44.

    [5]方蜀州,胡克娴.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿 真技术及燃面通用计算方法[J].固体火箭技术,1993 (4):10-20.

    [6]马长礼.固体火箭发动机MDF燃面计算方法研究 [D].长沙:国防科学技术大学,2007.