崔立堃

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固體火箭發(fā)動機比沖估算及界面程序?qū)崿F(xiàn)

崔立堃

（陜西理工大學機械工程學院，漢中，723001）

依據(jù)某推進劑熱力計算結果和基于FLUENT軟件平臺的固體火箭發(fā)動機燃燒室和噴管兩相流流場仿真得到的相關參數(shù)，根據(jù)比沖計算的相關理論，利用MATLAB圖形用戶界面（Graphical User Interface，GUI）軟件編制了發(fā)動機比沖預估算程序，利用該程序?qū)δ承吞柟腆w火箭發(fā)動機的比沖進行了預估。預估結果與實驗值對比表明，該程序可以對發(fā)動機比沖進行較準確和快速的估算。

固體火箭發(fā)動機；比沖；兩相流動；界面程序

0 引 言

比沖是發(fā)動機非常重要的參數(shù)，它既反映推進劑能量的大小，又反映推進劑在燃燒過程中的能量轉(zhuǎn)換效率，是全面評定發(fā)動機工作質(zhì)量的重要性能指標，直接影響到飛行器的有效載荷和射程。因此對發(fā)動機比沖進行預估具有極其重要的工程應用價值。影響比沖的因素有：a）噴管膨脹效率；b）推進劑燃燒效率；c）推進劑能量。在實際工程中測量比沖的方法是在發(fā)動機試車時測量其推力，用推力對時間積分得到發(fā)動機的總沖，再用總沖除以推進劑的質(zhì)量得到比沖。本文將兩相流分析法和損失疊加法相結合，綜合考慮發(fā)動機各個方面的因素，在MATLAB圖形用戶界面（Graphical User Interface，GUI）平臺下編制了固體火箭發(fā)動機比沖估算程序，并利用該程序?qū)δ承吞柟腆w火箭發(fā)動機的比沖進行預估，經(jīng)與實驗值對比表明該程序可以對發(fā)動機比沖進行較準確和快速的估算。

1 理論模型

式中p為推進劑質(zhì)量；為推力。

影響發(fā)動機比沖的因素有很多，如燃燒室壓強、噴管擴張比、推進劑能量和初始溫度等。同時，在發(fā)動機工作過程中有很多因素會導致發(fā)動機工作狀態(tài)偏離設計狀態(tài)，從而對實際比沖產(chǎn)生影響。根據(jù)固體火箭發(fā)動機兩相流動理論[1~5]，固體火箭發(fā)動機兩相流動理論比沖在設計狀態(tài)可以表示為

潛入損失是由于噴管對流場產(chǎn)生干擾，致使氣流速度降低散熱增加而造成的。仿真計算時已經(jīng)將此部分考慮在內(nèi)，因此無需再次計算噴管潛入損失。

由仿真計算結果獲取數(shù)據(jù)時可以直接讀取噴管出口截面氣流和凝相粒子的軸向速度，因此對噴管擴張損失無需再進行計算。

除以上幾項損失外還有燒蝕損失、特征速度損失、邊界層損失等會對發(fā)動機的比沖產(chǎn)生影響，且在仿真計算中難以完全模擬發(fā)動機工作時的狀況。為了彌補這些因素的影響，本文在計算比沖時加入了整體修正系數(shù)。整體系數(shù)通過對不同類型的發(fā)動機比沖計算數(shù)值與實測數(shù)值的比較而得出。

2 比沖估算程序?qū)崿F(xiàn)

MATLAB將所有GUI所支持的控件集成在圖形用戶接口開發(fā)環(huán)境（Graphical User Interface Development Environment，GUIDE）中，用戶可以在該環(huán)境中開發(fā)自己的程序，并以圖形的形式顯示出來，較命令行方式直觀、人性化，可以讓用戶快速上手，從而提高用戶的工作效率[6～8]。本文在MATLAB GUI平臺下，基于第1節(jié)中的理論編制了比沖計算界面程序，其面板示意如圖1所示。

圖1 面板示意

計算時首先由熱力計算得到燃燒產(chǎn)物的氣相組份和凝相組份的百分比、溫度等參數(shù)，然后將這些參數(shù)用于FLUENT仿真計算，再將仿真得到的相關參數(shù)和熱力計算中凝相產(chǎn)物的相關參數(shù)一起輸入到此比沖計算程序中，最后得到預估比沖的值。計算流程如圖2所示。

圖2 比沖計算流程

3 算 例

某固體火箭發(fā)動機噴管擴張比為9，噴喉直徑為25 mm，擴張半角為18.5°，燃燒室壓強為5.6 MPa，藥柱燃速為8.15 mm/s，推進劑為含鋁HTPB推進劑。根據(jù)熱力學軟件對該發(fā)動機進行計算，并獲取相關參數(shù)。計算中推進劑按照鋁18.2%、過氯酸銨67.2%、丁羥11%、葵二酸二辛酯3.1%、甲苯二異氰酸酯0.5%配比，燃燒室壓強為5.6 MPa，按照固體火箭發(fā)動機熱力學計算公式對其組分進行計算。表1列出了燃氣中的主要組分及其摩爾數(shù)。

流場計算中取所占比重最大的前7種組分，分別為CO、HCl、H2、N2、H2O、CO2、H和Cl，這7種物質(zhì)占氣態(tài)產(chǎn)物總量的98.461%。凝相粒子比重為0.28。

表1 燃氣中各組分含量

發(fā)動機結構如圖3所示，陰影部分為推進劑。

圖3 發(fā)動機結構示意

計算域和流場為軸對稱結構。計算網(wǎng)格全部采用結構化網(wǎng)格，對部分區(qū)域進行加密，網(wǎng)格總數(shù)為42 530。計算中推進劑燃燒表面采用加質(zhì)邊界條件，根據(jù)該型號發(fā)動機的設計參數(shù)給定質(zhì)量流率和總溫；噴管出口采用壓力出口，由于在噴管出口處流體處于超聲速狀態(tài)，邊界條件確定的壓強將被忽略，由內(nèi)部求解結果外插得到；固體壁面采用絕熱無滑移壁面邊界條件。粒子由推進劑燃燒表面均勻散播，散入速度為氣相加質(zhì)速度，在固體表面應用粒子反彈模型，顆粒碰撞的切向和法向恢復系數(shù)均為0.8，在噴管出口粒子消匿。

計算中采用N-S控制方程[9]，湍流模型采用S-A模型[9]，對凝相粒子采用隨機顆粒軌道模型進行計算[10]。圖4和圖5分別為流場內(nèi)馬赫數(shù)和粒子濃度的分布情況。

圖4 馬赫數(shù)分布

圖5 粒子濃度分布云圖

由圖4、圖5可見，燃氣在燃燒室高壓的作用下由噴管噴出，在噴喉處達到聲速，經(jīng)擴張段進一步膨脹加速后噴入大氣。出口處的平均馬赫數(shù)在2.6左右，與發(fā)動機設計速度吻合。粒子由推進劑表面燃燒產(chǎn)生，逐漸匯集于噴管，由于粒子無法膨脹，因此主要分布在軸線附近。粒子濃度最大處為15.458 kg/m3。結果顯示仿真結果與發(fā)動機設計狀態(tài)吻合，可以為比沖計算提供相應參數(shù)。

由仿真計算的結果讀取計算比沖需要的數(shù)據(jù)，噴管出口氣相物質(zhì)軸向速度為2 285.16 m/s，噴管出口凝相粒子的軸向速度為1 046.25 m/s。啟動計算程序并將計算比沖所需的數(shù)據(jù)輸入程序后點擊計算按鈕即可得到計算結果，如圖6所示。

圖6 計算結果

表2為本方法計算結果和發(fā)動機的實測比沖以及某比沖預測軟件計算結果的對比情況。

表2 計算結果對比

可見本方法計算比沖結果為218.88 s，與實測比沖的誤差為2.72%，略小于實測比沖。

4 結 論

本研究以仿真計算為基礎，對某型號固體火箭發(fā)動機的比沖進行了計算。結果表明，該方法可以較為準確快速地對發(fā)動機比沖進行估算，可用于發(fā)動機的快速工程分析。隨著仿真技術的提高和試驗數(shù)據(jù)的積累，該方法的計算精度將會得到進一步的提高。

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Solid Rocket Engine Specific Impulse Estimation Algorithm andInterface Program Realization

Cui Li-kun

(College of Mechanical Engineering, Shaanxi University of Technology, Hanzhong, 723001)

According to a certain propellant thermal calculation results, FLUENT software simulation calculation results of two-phase flow field in the solid rocket engine combustion chamber and nozzle and the related theory for prediction of specific impulse, the solid rocket engine specific impulse prediction program is compiled. Some solid rocket engine specific impulse is predicted by using this program. Compared with the experimental values, the results show the program presented is reliable and the method is rapid for the estimation of solid rocket engine specific impulse.

Solid rocket engine; Specific impulse; Two-phase flow; Interface program

1004-7182(2017)06-0021-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170605

V438

A

2016-06-14；

2017-11-03

陜西省教育廳2017年專項科學研究計劃（17JK0144）；陜西理工大學2016年人才啟動項目（SLGQD16-02）

崔立堃（1976-），男，博士，副教授,主要研究方向為固體火箭發(fā)動機內(nèi)外流場計算與分析