曹軍偉，何國(guó)強(qiáng)，崔金平，張 鑫，王希亮

(1.西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072；2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，洛陽(yáng) 471099)

?

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)的負(fù)調(diào)現(xiàn)象

曹軍偉1，何國(guó)強(qiáng)1，崔金平2，張 鑫2，王希亮2

(1.西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072；2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，洛陽(yáng) 471099)

研究了可變流量固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所存在的燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)現(xiàn)象，分析了負(fù)調(diào)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理是由于燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的變化過程滯后于噴嘴面積的變化過程?；谌?xì)獍l(fā)生器動(dòng)態(tài)工作模型，以某型固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為例，通過仿真分析研究了燃?xì)獍l(fā)生器空腔容積和燃?xì)忾y門調(diào)節(jié)速度對(duì)負(fù)調(diào)過程的影響：當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度為0.1 m、閥門調(diào)節(jié)時(shí)間分別為0 s和2 s時(shí)，對(duì)應(yīng)的燃?xì)庳?fù)調(diào)量為82.6%和 1.7%、響應(yīng)時(shí)間為0.21 s和1.76 s；當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度為0.8 m、閥門調(diào)節(jié)時(shí)間分別為0 s和2 s時(shí)，對(duì)應(yīng)的燃?xì)庳?fù)調(diào)量為82.6%和 11.4%、響應(yīng)時(shí)間為1.69 s和2.85 s?；谏鲜龇治鼋Y(jié)果，還提出了減小固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)程度的措施。

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；燃?xì)獍l(fā)生器；流量調(diào)節(jié)；負(fù)調(diào)現(xiàn)象

0 引言

隨著空空/空面導(dǎo)彈射程的不斷增加，以傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈，由于體積和重量的限制，要想顯著提高射程和飛行速度已不太可能，必須采用具有更高能量的發(fā)動(dòng)機(jī)。固沖發(fā)動(dòng)機(jī)是一種吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，由于利用了空氣中的氧作為氧化劑，因此就能夠攜帶更多的燃料，其比沖是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的3～4倍，可使導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)全程動(dòng)力飛行，大大提高了導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性能和遠(yuǎn)程快速突防能力，被國(guó)內(nèi)外眾多研究機(jī)構(gòu)所廣泛關(guān)注和研究[1-4]。為滿足空空導(dǎo)彈寬工作包線的需求，需要采用燃?xì)饬髁靠烧{(diào)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案[1-2]。

為實(shí)現(xiàn)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁靠烧{(diào)，目前一般都采用機(jī)械方式(如電動(dòng)滑盤閥、氣動(dòng)錐閥等)，通過改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器噴嘴節(jié)流面積來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)和燃?xì)饬髁康恼{(diào)節(jié)[3-7]。鮑文、馬立坤等在利用上述方式對(duì)燃?xì)饬髁窟M(jìn)行調(diào)節(jié)的研究過程中，發(fā)現(xiàn)了燃?xì)饬髁康呢?fù)調(diào)現(xiàn)象[5，7-9]。另外，李娟、王佳興等在對(duì)變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)特性進(jìn)行研究的過程中，也發(fā)現(xiàn)了類似的發(fā)動(dòng)機(jī)推力負(fù)調(diào)現(xiàn)象[10-15]。

如果對(duì)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的負(fù)調(diào)現(xiàn)象不加以抑制，當(dāng)希望減小燃?xì)饬髁繒r(shí)，可能會(huì)出現(xiàn)非期望的燃?xì)饬髁客蝗辉龃?，從而引起沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓強(qiáng)突升，可能導(dǎo)致進(jìn)氣道處于亞臨界工作狀態(tài)，進(jìn)而影響到固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。

針對(duì)上述問題，本文分析了負(fù)調(diào)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理，并研究了燃?xì)獍l(fā)生器空腔容積和閥門調(diào)節(jié)速度對(duì)負(fù)調(diào)過程的影響。

1 負(fù)調(diào)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理分析

以滑盤閥為例，固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)的原理見圖1。在燃?xì)獍l(fā)生器工作過程中，需要改變?nèi)細(xì)饬髁繒r(shí)，通過滑盤的轉(zhuǎn)動(dòng)遮擋來(lái)改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器噴嘴的節(jié)流面積，進(jìn)而使燃?xì)獍l(fā)生內(nèi)的壓強(qiáng)發(fā)生變化，從而改變推進(jìn)劑的燃速，達(dá)到改變?nèi)細(xì)饬髁康哪康?。在穩(wěn)態(tài)條件下，燃?xì)饬髁颗c噴嘴面積存在一定的對(duì)應(yīng)關(guān)系，但在滑盤閥的轉(zhuǎn)動(dòng)過程中，燃?xì)鈪?shù)是一個(gè)非穩(wěn)態(tài)的過程。當(dāng)需要增大燃?xì)饬髁繒r(shí)，需將噴嘴面積變小，燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)升高，由于燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的變化需要一個(gè)過程，當(dāng)噴嘴面積開始變小的瞬間，燃?xì)獍l(fā)生器的壓強(qiáng)還來(lái)不及改變，燃?xì)饬髁吭趪娮烀娣e變小的一段時(shí)間內(nèi)反而會(huì)變小。反之，當(dāng)需要減小燃?xì)饬髁繒r(shí)，燃?xì)饬髁吭趪娮烀娣e變大的一段時(shí)間內(nèi)，燃?xì)饬髁糠炊鴷?huì)增大。這就是固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所存在的燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)負(fù)調(diào)現(xiàn)象的機(jī)理[11-12]。

2 負(fù)調(diào)現(xiàn)象仿真分析

2.1 燃?xì)獍l(fā)生器動(dòng)態(tài)數(shù)學(xué)模型

考慮流量調(diào)節(jié)過程在燃?xì)獍l(fā)生器工作平衡段內(nèi)進(jìn)行，因此僅對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器平衡段工作壓強(qiáng)建立仿真模型，未考慮點(diǎn)火起動(dòng)過程和燃?xì)獍l(fā)生器工作拖尾段。

燃?xì)獍l(fā)生器動(dòng)態(tài)仿真模型的基本假設(shè)如下：

(1)燃?xì)獍l(fā)生器藥柱為端面燃燒藥柱，燃面恒定，等面燃燒；

(2)燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)燃?xì)饬魉俸苄?，氣體參數(shù)可看作均勻的；

(3)燃?xì)獾臏囟群统煞直３植蛔?，燃?xì)鉂M足理想氣體狀態(tài)方程。

(1)

其中

(2)

(3)

將式(2)、式(3)代入式(1)展開，得

(4)

dVg/dt項(xiàng)是從一個(gè)時(shí)間步到另一個(gè)時(shí)間步自由容積的變化量，即特定時(shí)間步內(nèi)燒掉的裝藥體積，故：

(5)

由假設(shè)條件，有

ρg=pg/RgTg

(6)

(7)

綜合以上各式，得燃?xì)獍l(fā)生器壓力動(dòng)態(tài)模型為

(8)

(9)

綜合以上各式，建立燃?xì)獍l(fā)生器的動(dòng)態(tài)數(shù)學(xué)模型為

(10)

2.2 燃?xì)獍l(fā)生器空腔容積對(duì)負(fù)調(diào)過程的影響仿真分析

假設(shè)富燃料推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)為0.5，以燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)從10 MPa變化到3 MPa為例進(jìn)行仿真計(jì)算。在燃?xì)獍l(fā)生器工作過程中，由于富燃料推進(jìn)劑不斷消耗，燃?xì)獍l(fā)生器空腔的容積也在不斷增大，不同的空腔容積將會(huì)對(duì)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)過程的時(shí)間產(chǎn)生重要影響。圖2、圖3分別顯示了空腔長(zhǎng)度分別為0.1、0.4、0.8 m時(shí)，對(duì)負(fù)調(diào)過程燃?xì)饬髁亢腿細(xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的仿真分析對(duì)比。定義負(fù)調(diào)過程中燃?xì)饬髁肯蛳喾捶较蜃兓淖畲笾蹬c初始值之間的差值與初始值的比值為燃?xì)庳?fù)調(diào)量(乘以100%)，負(fù)調(diào)過程中燃?xì)饬髁窟_(dá)到90%目標(biāo)值所需的時(shí)間為響應(yīng)時(shí)間。

圖2 空腔容積對(duì)負(fù)調(diào)過程燃?xì)饬髁康挠绊?/p>

圖3 空腔容積對(duì)負(fù)調(diào)過程燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)的影響

由圖2、圖3可知，隨燃?xì)獍l(fā)生器空腔容積的增大，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)的響應(yīng)時(shí)間也相應(yīng)加長(zhǎng)。當(dāng)空腔長(zhǎng)度為0.8 m時(shí)，響應(yīng)時(shí)間長(zhǎng)達(dá)1.69 s。燃?xì)獍l(fā)生器空腔容積的變化對(duì)燃?xì)鈮毫Φ膭?dòng)態(tài)響應(yīng)過程具有較大的影響，在燃?xì)饬髁靠刂葡到y(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮此點(diǎn)[8]。

3 試驗(yàn)過程中發(fā)現(xiàn)的負(fù)調(diào)現(xiàn)象

由前面分析可知，負(fù)調(diào)現(xiàn)象主要體現(xiàn)在調(diào)節(jié)過程中燃?xì)饬髁康耐蝗蛔兓希細(xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)并不出現(xiàn)負(fù)調(diào)現(xiàn)象，僅僅進(jìn)行燃?xì)獍l(fā)生器流量調(diào)節(jié)試驗(yàn)是觀察不到負(fù)調(diào)現(xiàn)象的。只有在進(jìn)行帶流量調(diào)節(jié)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)中，才有可能通過沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室中壓強(qiáng)或發(fā)動(dòng)機(jī)推力的變化觀察到負(fù)調(diào)現(xiàn)象。為此，設(shè)計(jì)了帶燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面連管點(diǎn)火試驗(yàn)，在試驗(yàn)過程中，在0.3 s的時(shí)間里，將燃?xì)獍l(fā)生器噴嘴面積由小變大，觀察到了補(bǔ)燃室壓強(qiáng)和臺(tái)架推力先升后降的負(fù)調(diào)現(xiàn)象(見圖4)。當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)由4 MPa向0.5 MPa變化時(shí)，補(bǔ)燃室壓強(qiáng)先由初始的0.33 MPa負(fù)調(diào)至0.35 MPa，然后再下降至0.18 MPa，補(bǔ)燃室壓強(qiáng)負(fù)調(diào)量達(dá)到6%，換算至燃?xì)庳?fù)調(diào)量為10%左右。上述試驗(yàn)結(jié)果與理論分析相吻合，從而也驗(yàn)證了在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)過程中確實(shí)存在負(fù)調(diào)現(xiàn)象。

圖4 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)連管試驗(yàn)中出現(xiàn)的負(fù)調(diào)現(xiàn)象

4 燃?xì)忾y門調(diào)節(jié)速度對(duì)負(fù)調(diào)過程的影響

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)現(xiàn)象的存在，在某些狀況下，將會(huì)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作的穩(wěn)定性造成不利影響，通過分析和研究，燃?xì)忾y門的調(diào)節(jié)速度將會(huì)對(duì)負(fù)調(diào)過程產(chǎn)生較大影響。下面同樣以燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)從10 MPa變化到3 MPa為例，分析燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度分別為0.1、0.4、0.8 m和調(diào)節(jié)時(shí)間分別為0、0.5、1、2 s時(shí)，負(fù)調(diào)過程中燃?xì)饬髁康淖兓?見圖5～圖7)。

圖5 燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度為0.1 m時(shí)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)過程曲線

在調(diào)節(jié)過程中，燃?xì)忾y門面積隨調(diào)節(jié)時(shí)間線性變化。表1給出了不同燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度和調(diào)節(jié)時(shí)間對(duì)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)量和調(diào)節(jié)響應(yīng)時(shí)間影響的具體參數(shù)。

圖6 燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度為0.4 m時(shí)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)過程曲線

圖7 燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度為0.8 m時(shí)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)過程曲線

空腔長(zhǎng)度/m調(diào)節(jié)時(shí)間/s燃?xì)庳?fù)調(diào)量/%響應(yīng)時(shí)間/s0．1082．60．210．56．20．5413．30．9621．71．760．4082．60．840．520．20．99111．41．3126．22．060．8082．61．690．534．11．95120．12．23211．42．85

由圖5～圖7和表1可看出，隨調(diào)節(jié)時(shí)間增長(zhǎng)，燃?xì)獍l(fā)生器的負(fù)調(diào)量減小，但同時(shí)響應(yīng)時(shí)間也會(huì)增加；燃?xì)饪涨蝗莘e越大，燃?xì)饬髁康呢?fù)調(diào)程度越深，調(diào)節(jié)響應(yīng)時(shí)間也就越長(zhǎng)。當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度為0.8 m，調(diào)節(jié)時(shí)間由0 s增加到2 s時(shí)，燃?xì)庳?fù)調(diào)量由82.6%降至11.4%，響應(yīng)時(shí)間由1.69 s增加到2.85 s。由上述分析結(jié)果給了這樣一個(gè)啟示：當(dāng)需要改變固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁繝顟B(tài)時(shí)，燃?xì)忾y門的調(diào)節(jié)速度并非越快越好，需要根據(jù)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)，在燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)控制過程中，采用合適的控制算法，控制閥門調(diào)節(jié)速度，以達(dá)到減少負(fù)調(diào)量，從而保證固沖發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的目的。

5 結(jié)論

(1)負(fù)調(diào)現(xiàn)象在固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)過程中確實(shí)存在。在試驗(yàn)過程中，當(dāng)在0.3 s的時(shí)間內(nèi)，將燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)由4 MPa調(diào)節(jié)至0.5 MPa時(shí)，通過補(bǔ)燃室壓強(qiáng)的負(fù)調(diào)量推算燃?xì)庳?fù)調(diào)量達(dá)到10%左右。

(2)燃?xì)獍l(fā)生器空腔容積對(duì)負(fù)調(diào)的程度和調(diào)節(jié)響應(yīng)時(shí)間有較大影響。在調(diào)節(jié)時(shí)間為0.5 s時(shí)，當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器空腔長(zhǎng)度由0.1 m增加至0.8 m，燃?xì)庳?fù)調(diào)量由6.2%增加至34.1%，響應(yīng)時(shí)間也由0.54 s增加至1.95 s。

(3)通過合理控制燃?xì)忾y門的調(diào)節(jié)速度，能夠適當(dāng)減小燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)的程度，但也會(huì)使響應(yīng)時(shí)間有所增長(zhǎng)。

(4)通過對(duì)固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁控?fù)調(diào)現(xiàn)象和過程的分析研究可看出，與液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比，負(fù)調(diào)現(xiàn)象是固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所特有的。在進(jìn)行固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究時(shí)，必須對(duì)這一負(fù)調(diào)過程加以重視和研究，并采取相應(yīng)措施，減小負(fù)調(diào)過程對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作帶來(lái)的不利影響。

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(編輯：崔賢彬)

Flow negative regulation characteristics of solid propellant variable flow ducted rocket

CAO Jun-wei1，HE Guo-qiang1，CUI Jin-ping2，ZHANG Xin2，WANG Xi-liang2

(1.Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory，Northwestern Polytechnical Univ.,Xi’an 710072，China；2.China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China)

The flow negative regulation characteristics due to the delay between the pressure variation of gas generator and the area variation of fuel valve for the solid propellant variable flow ducted rocket(SPVFDR)was analyzed in this paper.The influence of the gas generator cavity volume and the gas valve rate on the negative regulation in a SPVFDR was investigated using numerical simulation based on the gas generator dynamic model.The results show that:the negative regulations are 82.6% and 1.7% and the response time is 0.21 s and 1.76 s when the gas generator cavity length is 0.1 m and the regulation time is 0 s and 2 s.The negative regulation are 82.6% and 11.4% and the response time is 1.69 s and 2.85 s when the gas generator cavity length is 0.8 m and the regulation time is 0 s and 2 s.Based on the results,this paper brings forward the methods to reduce SPVFDR flow negative regulation.

solid propellant air-ducted rocket；gas generator；flow regulation；negative regulation

2014-10-20；

2014-11-19。

曹軍偉(1973—)，男，博士生，研究方向?yàn)楣腆w火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。E-mail：caojunwei014@163.com

V438

A

1006-2793(2015)03-0332-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.03.006