蘇萬興，王寧飛，李要建，陳升澤，李軍偉，孫兵兵

(1.中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076；2.北京理工大學 宇航學院，北京 100081)

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空腔位置及結(jié)構(gòu)對脈沖壓力振蕩的影響

蘇萬興1,2，王寧飛2，李要建1，陳升澤1，李軍偉2，孫兵兵2

(1.中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076；2.北京理工大學 宇航學院，北京 100081)

為了獲得不同空腔位置及結(jié)構(gòu)對脈沖壓力振蕩特性的影響規(guī)律，利用Fluent軟件并結(jié)合UDF(用戶自定義函數(shù))，對4種不同空腔模型的發(fā)動機開展了數(shù)值計算，得到了燃燒室內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)與脈沖壓力振蕩特性，為發(fā)動機裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計及不穩(wěn)定燃燒抑制提供了理論指導。結(jié)果表明，頭部空腔能有效衰減脈沖波動壓力，有利于提高發(fā)動機的工作穩(wěn)定性；中間位置空腔內(nèi)容易產(chǎn)生旋渦脫落現(xiàn)象，繼而誘發(fā)渦聲耦合壓力振蕩，擴張式中間空腔內(nèi)壓力振蕩比收斂式中間空腔內(nèi)的壓力振蕩嚴重；末端空腔不僅削弱了噴管阻尼，而且在脈沖條件下易激發(fā)旋渦脫落，不利于發(fā)動機工作穩(wěn)定性，在工程設(shè)計中，應(yīng)慎重考慮翼面后置裝藥結(jié)構(gòu)。

固體火箭發(fā)動機；空腔；脈沖壓力振蕩；不穩(wěn)定燃燒

0 引言

不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象是固體火箭發(fā)動機研制過程中經(jīng)常遇到的棘手問題之一，其基本特征是燃燒室壓強作周期或近似周期性的變化[1]。眾多因素可誘發(fā)不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象，如推進劑壓力耦合響應(yīng)、渦聲耦合、分布燃燒等[2-5]。針對不穩(wěn)定燃燒，國內(nèi)外開展大量的試驗、理論與數(shù)值研究工作[2,6-13]。以法國國家航天航空研究中心(ONERA)為首的歐洲國家，針對Ariane5固體助推器P230中出現(xiàn)的壓力及推力振蕩問題，開展了ASSM項目及POP計劃[6,12]，深入研究了渦聲耦合對壓力振蕩的誘發(fā)機理。為了解決航天飛機助推發(fā)動機 RSRM、Titan IV 助推發(fā)動機SRMU中出現(xiàn)的不穩(wěn)定燃燒問題，美國自1995年開始進行了多學科大學創(chuàng)新研究計劃(MURI)[11]，對發(fā)動機燃燒室內(nèi)的基元化學反應(yīng)、金屬燃燒和氣體動力學進行了模型和試驗研究，全面認識了火箭發(fā)動機中推進劑不穩(wěn)定燃燒的耦合方式以及影響不穩(wěn)定燃燒發(fā)展的因素。美國海軍空戰(zhàn)中心(Naval Air Warfare Center) 的Blomshield[13]針對多種復合推進劑，利用T型燃燒器進行了大量的試驗研究，總結(jié)了配方及工作條件對壓力耦合響應(yīng)函數(shù)的影響規(guī)律。國內(nèi)北京理工大學王寧飛教授與西北工業(yè)大學劉佩進教授在不穩(wěn)定燃燒領(lǐng)域開展了大量研究工作，在渦聲耦合[14-15]、推進劑壓力耦合響應(yīng)[16-17]、非線性不穩(wěn)定燃燒[18]、不穩(wěn)定燃燒預(yù)示及抑制[19]等領(lǐng)域，取得了一定的進展。

近年來，隨著導彈武器技術(shù)的發(fā)展，大推力、遠射程等軍事需求的不斷提高，眾多戰(zhàn)術(shù)導彈采用了大長徑比、翼柱裝藥結(jié)構(gòu)的固體火箭發(fā)動機[20]，此類結(jié)構(gòu)發(fā)動機在工作過程中，隨著翼面的消失在燃燒室內(nèi)形成空腔結(jié)構(gòu)；另外，對于分段固體火箭發(fā)動機，段與段的連接處會存在狹縫結(jié)構(gòu)[21-23]。不同的空腔位置對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響不盡相同。Blomshield[2]研究表明，主燃面位于燃燒室末端容易引發(fā)壓力振蕩現(xiàn)象。Gallier等[24]針對P230 縮比試驗發(fā)動機進行了試驗及數(shù)值研究。結(jié)果表明，末端空腔易于產(chǎn)生不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。張嶠[25]通過數(shù)值計算表明，頭部空腔對燃燒室內(nèi)的壓力振蕩有一定的抑振作用。然而，在Prevost等[12]對LP9發(fā)動機的試驗研究中發(fā)現(xiàn)，在發(fā)動機頭部增加空腔，壓強振幅反而有增大的趨勢，但并未對該現(xiàn)象做出解釋。此外，對于中間位置空腔對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響也缺乏公開報道。因此，在固體火箭發(fā)動機裝藥設(shè)計中，空腔結(jié)構(gòu)對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響還存在一定的爭議與不足之處?；诖耍疚尼槍Σ煌涨晃恢眉安煌涨唤Y(jié)構(gòu)展開數(shù)值計算研究，系統(tǒng)探討空腔對燃燒室內(nèi)脈沖壓力振蕩的響應(yīng)特性的影響規(guī)律，為發(fā)動機裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計與不穩(wěn)定燃燒抑制提供理論指導。

1 數(shù)值模型與邊界條件

1.1 數(shù)值計算模型及方法

本文采用了簡單的管型發(fā)動機，并將其簡化為二維軸對稱模型，基本模型如圖1所示。燃燒室空腔長度為1 m，半徑0.1 m，噴喉半徑30 mm，噴管收斂段為簡單的錐型型面，收斂半角為45°。為了研究空腔位置及結(jié)構(gòu)對流場及脈沖壓力振蕩特性的影響，在該模型的基礎(chǔ)上，分別在發(fā)動機的頭部、中間位置及末端引入同樣大小的空腔?？涨晃挥谥虚g位置的情況下，分別定義了收斂式和擴張式2種類型的空腔結(jié)構(gòu)，具體結(jié)構(gòu)見下文。需說明一點，在本文定義的擴張式空腔中，擴張角滿足產(chǎn)生轉(zhuǎn)角旋渦脫落的條件。為了便于記錄燃燒室內(nèi)的壓力變化，在頭部設(shè)置了虛擬壓力監(jiān)測點，同樣如圖1所示。

圖1 數(shù)值計算基本模型Fig.1 Basic numerical model

本研究中，主要關(guān)注燃燒室內(nèi)受到脈沖觸發(fā)后的壓力振蕩特性，而不去關(guān)心流場細微的流動特性，因而采用了兩方程湍流模型。選用了標準k-ε湍流模型，對雷諾平均Navier-Stokes方程進行封閉。在數(shù)值計算中，首先對流場開展了穩(wěn)態(tài)迭代，當?shù)? 000步左右流場較好的收斂以后，繼而開啟非穩(wěn)態(tài)流場計算。時間項采用二階隱式格式，計算步長為5×10-5s，CFL(Courant-Friedrich-Lewy)數(shù)設(shè)置為1。在非穩(wěn)態(tài)計算過程中，發(fā)動機頭部以固定的質(zhì)量流率向燃燒室內(nèi)注入氣體以維持平衡壓力，當監(jiān)測點壓力不再波動時，通過UDF(User Defined Functions)瞬時增大質(zhì)量流率用以模擬脈沖波，具體方法詳見文獻[19]。通過分析不同空腔下的流動特性與脈沖壓力振蕩特性及阻尼特性，來綜合反映不同空腔結(jié)構(gòu)對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。

1.2 邊界條件

邊界條件同樣如圖1所示，采用了軸向加質(zhì)的方式，發(fā)動機頭部為質(zhì)量入口，將氣體工質(zhì)視為理想氣體處理。計算中，不考慮推進劑燃燒化學反應(yīng)過程，介質(zhì)溫度為3 000 K。出口采用了壓力出口條件，在壁面邊界上選取無滑移邊界條件。在不同的計算模型中，基本邊界條件均保持一致。

2 流場特性

2.1 穩(wěn)態(tài)流場特性

首先，針對不同空腔結(jié)構(gòu)開展了穩(wěn)態(tài)流場計算，所得速度流線圖如圖2所示。

由圖2可見，當在燃燒室內(nèi)引入空腔后，空腔內(nèi)均會產(chǎn)生明顯的回流泡，表明空腔內(nèi)氣流產(chǎn)生了分離，嚴重時將會產(chǎn)生旋渦脫落現(xiàn)象?？涨晃挥诓煌奈恢?，氣體回流現(xiàn)象將對燃燒室內(nèi)的壓力振蕩特性產(chǎn)生不同的影響。從聲學角度講，頭部空腔和末端空腔均處于聲壓波腹，是對稱位置。然而，末端氣流速度大，流場特性復雜；另外，末端空腔使得通氣面積增大，導致喉通比下降，這將對噴管阻尼特性產(chǎn)生很大的影響。中間空腔位于一階聲振型速度波腹的位置，此處速度振幅達到最大值，微弱的速度擾動極易被放大，當旋渦脫落源位于速度波腹位置時，容易激發(fā)較嚴重的渦聲耦合壓力振蕩現(xiàn)象[26]。

(a) 頭部空腔

(b) 收斂式中間空腔

(c) 擴張式中間空腔

(d) 末端空腔

發(fā)動機頭端至末端的流動特性不盡相同，在發(fā)動機頭部，發(fā)動機內(nèi)的流動基本為層流狀態(tài)；在發(fā)動機末端，氣流速度增大，發(fā)動機內(nèi)的流動由層流狀態(tài)逐漸過渡至湍流狀態(tài)。因此，在發(fā)動機不同位置空腔產(chǎn)生的旋渦脫落強度也不盡相同，旋渦脫落引起的壓力振蕩也有所不同。此外，空腔結(jié)構(gòu)不同，對旋渦的形成、碰撞及反饋也會有一定的影響。下文將詳細探討非穩(wěn)態(tài)條件下，不同空腔位置及結(jié)構(gòu)下的旋渦脫落現(xiàn)象及壓力振蕩特性。

2.2 非穩(wěn)態(tài)流場特性

空腔內(nèi)氣流產(chǎn)生流動分離現(xiàn)象可直觀地通過旋渦脫落來表征，反映旋渦脫落強度的參數(shù)為渦量。本節(jié)中，主要以渦量圖來描述不同位置及不同形狀空腔內(nèi)的非穩(wěn)態(tài)流場特性。非穩(wěn)態(tài)計算過程中，在0～0.1 s之間，發(fā)動機頭部以固定的質(zhì)量流率向燃燒室注入氣體，在0.1 s時刻，質(zhì)量流率突然增大，在燃燒室內(nèi)激發(fā)壓力振蕩，隨后質(zhì)量流率恢復至初始值，脈沖產(chǎn)生的壓力振蕩逐漸衰減，通過分析脈沖壓力振蕩幅值來評估空腔對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響。下文分析中，0～0.1 s為無脈沖流動，0.1 s以后為脈沖后流動?？涨晃挥诎l(fā)動機頭部時，由于空腔位于氣流入口附近，該處氣流速度較低，盡管空腔內(nèi)產(chǎn)生了氣流分離，存在回流泡，但氣流強度不足以形成旋渦脫落現(xiàn)象。

空腔位于燃燒室中間位置時，空腔內(nèi)產(chǎn)生了較明顯的旋渦脫落現(xiàn)象。時間脈沖前(0～0.1 s)空腔內(nèi)的旋渦運動軌跡如圖3所示。圖3中，左端為擴張式中間空腔，右端為收斂式中間空腔，圖3(a)、(b)、(c)、(d)之間的時間間隔為0.01 s。

(a) t=0.05 s

(b) t=0.06 s

(c) t=0.07 s

(d) t=0.08 s

從圖3左端的擴張式中間空腔內(nèi)的旋渦運動軌跡可看出，氣流流經(jīng)空腔前緣傾角時產(chǎn)生了流動分離，繼而形成了旋渦脫落現(xiàn)象，脫落的旋渦隨主流向下運動，至空腔后緣處碰撞破碎，部分沿著燃燒室壁面向下游運動，剩余部分沿空腔后緣向上游運動，形成了圖2(c)所示的回流泡現(xiàn)象。在圖3右端的收斂式空腔內(nèi)，直至t=0.06 s時，才形成旋渦脫落現(xiàn)象。與擴張式空腔內(nèi)旋渦運動軌跡比較，收斂式空腔內(nèi)旋渦核心位于空腔中間位置，而擴張式空腔內(nèi)旋渦核心位于空腔前緣附近。另外，對比兩種空腔內(nèi)旋渦核心處的渦量可發(fā)現(xiàn)，擴張式空腔內(nèi)旋渦核心渦量可達8 000 s-1，而收斂式空腔內(nèi)的旋渦核心渦量最大僅為6 000 s-1，表明擴張式中間空腔內(nèi)的旋渦強度要強于收斂式空腔內(nèi)的旋渦強度。這是由于收斂式空腔前緣傾角有利于氣流分離，容易形成旋渦脫落，而空腔后緣為直角，不僅不利于旋渦的衰減與擴散，而且直角能夠加強聲能反射。從發(fā)動機穩(wěn)定性角度分析，擴張式中間空腔內(nèi)的壓力振蕩程度將會高于收斂式空腔內(nèi)的壓力振蕩，不利于發(fā)動機的穩(wěn)定性。

當空腔置于燃燒室末端時，在施加脈沖之前(0.1 s之前)，末端空腔內(nèi)沒有形成旋渦脫落現(xiàn)象，如圖4(a)所示?？煽闯?，空腔開口位置處存在明顯的氣流剪切層，該剪切層從空腔前緣延伸至空腔后緣和噴管收斂段處。剪切層在空腔后緣處碰撞產(chǎn)生氣流折轉(zhuǎn)，在空腔內(nèi)形成了圖2(d)所示的回流泡現(xiàn)象。由于末端空腔與噴管連接，收斂段處氣流加速，剪切層氣流強度容易被加速的主流氣體所耗散，不易于形成穩(wěn)定的旋渦脫落現(xiàn)象。當燃燒室內(nèi)施加脈沖后(0.1 s后)，入口處氣體質(zhì)量流率瞬時增大，導致剪切層氣流強度增大，使其能夠克服主流區(qū)域的阻力，形成了旋渦脫落現(xiàn)象，如圖4(b)所示，旋渦核心處渦量可達6 000 s-1左右。當脈沖結(jié)束后，質(zhì)量流率回復至初始水平，剪切層強度變?nèi)?，空腔前緣傾角處不再產(chǎn)生新的旋渦。脈沖后產(chǎn)生的旋渦隨主流往下游運動，運動的過程中，旋渦強度逐漸被衰減，圖4(c)中，旋渦核心處渦量僅為4 500 s-1左右。旋渦運動至噴管收斂段處碰撞破碎，直至消失。最后，燃燒室內(nèi)的流場分布與脈沖前保持一致，如圖4(d)所示。

(a) t=0.1 s

(b) t=0.12 s

(c) t=0.14 s

(d) t=0.16 s

綜上分析，不同空腔位置與空腔形狀對燃燒室內(nèi)的流場特性影響各不一樣，因而對脈沖壓力振蕩特性也會有不同影響。下一章將集中討論對壓力振蕩特性的影響，后續(xù)分析中，以頭部監(jiān)測點數(shù)據(jù)為例。

3 脈沖壓力振蕩特性

本章將分別計算含有不同空腔位置、不同空腔結(jié)構(gòu)發(fā)動機內(nèi)的脈沖壓力振蕩特性，并與不含空腔發(fā)動機內(nèi)的脈沖壓力振蕩特性進行對比分析，總結(jié)空腔對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響。

3.1 頭部空腔脈沖壓力振蕩特性

對含有頭部空腔和不含頭部空腔的模型進行數(shù)值計算。2種模型采用了同樣的脈沖強度，脈沖后波動壓力衰減過程見圖5。圖5中，實線代表含有頭部空腔模型，虛線代表不含空腔模型。由圖5可明顯看出，引入頭部空腔后，在燃燒室受到同等脈沖的激勵的情況下，含頭部空腔發(fā)動機內(nèi)的脈沖波動壓力幅值明顯低于不含空腔的發(fā)動機，這就意味著頭部空腔起到了一定的抑制壓力振蕩的作用。如上一章所述，頭部空腔內(nèi)存在回流泡現(xiàn)象，但沒有產(chǎn)生旋渦脫落現(xiàn)象。因此，當燃燒室受到脈沖激勵后，部分聲能將被空腔內(nèi)的回流現(xiàn)象所耗散，提高了發(fā)動機的整體穩(wěn)定性。

圖5 含/不含頭部空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.5 Pulsed pressure oscillations (with/without head cavity)

Prevost等[12]對Ariane助推器的縮比發(fā)動機(LP9-No.15)點火試驗中發(fā)現(xiàn)，在發(fā)動機頭部增加空腔，壓力振幅反而有增大的趨勢，但未對該現(xiàn)象進一步解釋。作者認為，LP9-No.15發(fā)動機的長徑比較大，容易誘發(fā)表面旋渦脫落，LP9-No.15發(fā)動機增加的頭部空腔使得發(fā)動機總長度進一步增大，使其更易出現(xiàn)表面旋渦脫落現(xiàn)象，因此加入頭部空腔后，壓力振幅增大是由于表面旋渦脫落強度增大所致。在本研究中，發(fā)動機長徑比較小，不存在表面旋渦脫落現(xiàn)象；另外，引入空腔也未改變發(fā)動機的長度。結(jié)果表明，引入頭部空腔后，對脈沖壓力振蕩具有顯著的抑振作用，抑振原理與LP9-No.15內(nèi)的空腔作用不盡相同，對于長徑比不大的發(fā)動機而言，頭部空腔對抑制不穩(wěn)定燃燒的作用是可觀的。

3.2 末端空腔脈沖壓力振蕩特性

對含有末端空腔和不含空腔模型的計算結(jié)果進行對比分析，結(jié)果如圖6所示?？煽闯觯肽┒丝涨缓?，在受到同等脈沖強度的激勵后，含有末端空腔的發(fā)動機壓力振蕩幅值明顯高于不含空腔發(fā)動機；此外，含有末端空腔發(fā)動機內(nèi)的壓力衰減速率要低于不含空腔的發(fā)動機。由于發(fā)動機末端氣流處于湍流狀態(tài)，此處引入空腔后容易在空腔開口處形成氣流剪切層，該剪切層與噴管碰撞將會進一步增強壓力振蕩。另外，當剪切層強度增大時，還易形成旋渦脫落現(xiàn)象，進而引起渦聲耦合壓力振蕩。在末端引入空腔后，還會造成發(fā)動機喉通比J減小，進而導致噴管阻尼下降。因此，從渦聲耦合增益及噴管阻尼角度而言，末端空腔均不利于發(fā)動機工作穩(wěn)定性。

對于翼面后置的固體火箭發(fā)動機而言，工作至末期，形成末端空腔難以避免，為了盡可能減小末端空腔帶來的壓力振蕩，要盡可能合理設(shè)計翼面后置的裝藥結(jié)構(gòu)，在工作末期時，后翼面燃盡后形成的突擴角盡量避免出現(xiàn)在二階聲速波腹位置[26]，如果恰好在速度波腹位置，旋渦脫落強度將會進一步被激發(fā)，繼而造成嚴重的壓力振蕩現(xiàn)象。

圖6 含/不含末端空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.6 Pulsed pressure oscillations (with/without end cavity)

3.3 中間空腔脈沖壓力振蕩特性

對含有擴張式中間空腔和不含空腔發(fā)動機的計算結(jié)果進行對比分析，結(jié)果如圖7所示。在施加脈沖激勵之前(0.1 s之前)，不含空腔的發(fā)動機內(nèi)無壓力振蕩現(xiàn)象，發(fā)動呈穩(wěn)定的工作狀態(tài)；然而，在含有擴張式中間空腔的發(fā)動機內(nèi)逐步產(chǎn)生了壓力振蕩現(xiàn)象，在0.05 s左右形成了穩(wěn)定的周期性壓力振蕩，即所謂的極限振幅現(xiàn)象。這是由于在脈沖激勵之前，不含空腔的發(fā)動機內(nèi)不存在周期性擾動，而在擴張式中間空腔內(nèi)存在周期性旋渦脫落現(xiàn)象。在圖3(a)中，穩(wěn)定的周期性旋渦脫落現(xiàn)象出現(xiàn)在t'=0.05 s左右，與圖7內(nèi)形成極限振幅壓力振蕩的時間對應(yīng)，表明擴張式中間空腔內(nèi)的壓力振蕩是由旋渦脫落引起的。當脈沖激勵結(jié)束以后，不含空腔發(fā)動機內(nèi)的壓力振蕩逐漸衰減，最終壓力振蕩消失。然而，在含有擴張式中間空腔的發(fā)動機內(nèi)，壓力振蕩衰減至一定程度后，重新以極限振幅形式振蕩。這是由于脈沖激勵結(jié)束后，擴張式中間空腔內(nèi)依然存在穩(wěn)定的旋渦脫落現(xiàn)象。因此，極限振幅壓力振蕩現(xiàn)象始終存在。上述分析表明，收斂式中間空腔不利于發(fā)動機工作穩(wěn)定性。

另外，對收斂式與擴張式中間空腔下的自激壓力振蕩進行了研究，2種空腔結(jié)構(gòu)下的脈沖壓力振蕩衰減過程如圖8所示。

圖7 含/不含中間空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.7 Pulsed pressure oscillations (with/without convergent middle cavity)

圖8 不同中間空腔下脈沖壓力振蕩衰減過程Fig.8 Pulsed pressure oscillations in different middle cavities

可看出，無論是擴張式中間空腔，還是收斂式中間空腔，空腔內(nèi)易產(chǎn)生周期性的旋渦脫落現(xiàn)象，因此會激發(fā)壓力振蕩。由非穩(wěn)態(tài)流場特性分析可知，擴張式中間空腔內(nèi)的旋渦核心渦量強度可達8 000 s-1，而收斂式空腔內(nèi)旋渦核心渦量強度為6 000 s-1。因此，含擴張式中間空腔發(fā)動機內(nèi)的自激勵壓力振蕩幅值要明顯高于收斂式中間空腔發(fā)動機內(nèi)的振幅。此外，對比圖3可知，擴張式中間空腔內(nèi)，在t=0.05 s時，形成了穩(wěn)定的旋渦脫落現(xiàn)象；而收斂式空腔內(nèi)，在t=0.07 s時，形成了穩(wěn)定的旋渦脫落現(xiàn)象。從圖8同樣可明顯看出，該時間滯后，表明擴張式中間空腔更易產(chǎn)生旋渦脫落。

綜上分析表明，頭部空腔對脈沖壓力振蕩有一定的衰減作用，有利于提高發(fā)動機工作穩(wěn)定性；擴張式和收斂式中間空腔內(nèi)易產(chǎn)生周期性旋渦脫落現(xiàn)象，進而導致渦聲耦合壓力振蕩，壓力振蕩呈極限振幅狀態(tài)，均不利于發(fā)動機工作穩(wěn)定性，而且擴張式內(nèi)中間空腔內(nèi)的極限壓力振幅顯著高于收斂式中間空腔內(nèi)的壓力振幅；末端氣流處于湍流狀態(tài)，此處引入空腔后，容易在空腔開口處形成氣流剪切層，該剪切層與噴管碰撞將會進一步增強壓力振蕩；另外，施加脈沖能夠加強氣流剪切層強度，還容易形成旋渦脫落現(xiàn)象，進而導致脈沖壓力振蕩幅值進一步增大。因此，末端空腔也不利于發(fā)動機的穩(wěn)定性。

在工程設(shè)計中，應(yīng)盡量避免在發(fā)動機中間位置處形成空腔、臺階等結(jié)構(gòu)。同時，也要盡可能避免在發(fā)動機末端形成空腔結(jié)構(gòu)。如果翼面后置結(jié)構(gòu)無法避免，需合理設(shè)計翼面裝藥段與圓柱裝藥段的交接位置，在工作末期時，后翼面燃盡后形成的突擴角避免出現(xiàn)在二階聲速波腹位置，從而盡可能減小旋渦脫落誘發(fā)的壓力振幅。

4 結(jié)論

(1)燃燒室內(nèi)不同空腔位置對發(fā)動機穩(wěn)定性各不相同，頭部空腔能夠有效地衰減脈沖波動壓力，有利于提高發(fā)動機的工作穩(wěn)定性。

(2)中間位置空腔內(nèi)易產(chǎn)生旋渦脫落現(xiàn)象，繼而誘發(fā)渦聲耦合壓力振蕩，擴張式中間空腔內(nèi)壓力振蕩比收斂式中間空腔內(nèi)的壓力振蕩嚴重。

(3)末端空腔一方面引起轉(zhuǎn)角旋渦脫落，另一方面減小了喉通比J，導致噴管阻尼急劇減小，不利于發(fā)動機工作穩(wěn)定性，在工程設(shè)計中，應(yīng)慎重考慮翼面后置裝藥結(jié)構(gòu)。

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(編輯：崔賢彬)

《硼的點火和燃燒》

作 者：周俊虎、劉建忠、張彥威、汪 洋

書 號：978-7-03-040293-6

出版日期：2015年9月

開 本：16開

字 數(shù)：416000

定 價：158.00元

內(nèi)容簡介：硼的點火和燃燒相關(guān)研究是固體推進技術(shù)的關(guān)鍵科學問題。本書系統(tǒng)地介紹了硼顆粒及含硼燃料的物理化學特性、點火燃燒特性及其促進方法，點火和燃燒理論模型、微尺度下點火燃燒特性。涉及多種不同的實驗技術(shù)、測試技術(shù)、數(shù)值計算技術(shù)和化學建模方法，涵蓋了含硼燃料在固體火箭沖壓發(fā)動機推進系統(tǒng)和固體微型推進器兩種不同技術(shù)背景下的應(yīng)用。既論述了原理性的基礎(chǔ)科學研究，又討論了實際應(yīng)用中的工藝和工程問題。

本書內(nèi)容豐富，實用性強?？晒氖屡痤w粒、含硼燃料及固體推進技術(shù)研究相關(guān)工作的工程技術(shù)人員、科研人員閱讀使用，也可作為高等院校相關(guān)專業(yè)師生的教學、參考用書。

本書在中國科學院科學出版基金資助下，由科學出版社出版。

Effects of cavity position and structure on pulsed pressure oscillations

SU Wan-xing1,2, WANG Ning-fei2, LI Yao-jian1,CHEN Sheng-ze1,LI Jun-wei2, SUN Bing-bing2

(1.Research & Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China;2.School of Aerospace Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China)

In order to research the effects of cavity position and structure on pulsed pressure oscillations, four kinds of rocket motor models with different cavities were numerically studied via Fluent along with UDF(User Defined Functions). The flow structures and pulsed pressure oscillation characteristics were obtained, which can provide theoretical guidance for the design of grain structure and suppression of combustion instability. The results indicate that head end cavity is contributed to suppressing combustion instability. Middle cavity can easily induce vortex-driven-pressure oscillations, and the convergent middle cavity is better than divergent middle cavity in terms of the motor stability. After end cavity is harmful to motor stability because the end cavity can reduce the nozzle damping and induce vortex shedding under the pulsed condition. Therefore, the finocyl-end grain structure should be carefully considered in engineering design.

solid rocket motor；cavity；pulsed pressure oscillation；combustion instability

2015-02-11；

：2015-03-26。

蘇萬興(1987—)，男，博士，研究方向為固體火箭發(fā)動機不穩(wěn)定燃燒。E-mail:suwx_bit@163.com

V435

A

1006-2793(2015)06-0811-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.011