（航空宇航推进理论与工程专业论文）固体火箭冲压发动机补燃室气粒反应流数值模拟.pdf

南京理工大学硕士论文固体火箭冲压发动机补燃室气粒反应流数值模拟 abs tract i n p r i m a ry c o m b u s t i o n c h a mb e r , h i g h l y m e t a l l o a d e d p r o p e l l a n t c a n n o t c o mp l e t e l y b u m f o r l a c k o f o x i d a n t , s o h o w t o m a k e m e t a l l i c p a r t i c l e s b u rn i n g h i g h e f f i c i e n t l y i n s e c o n d a ry c o m b u s t i o n c h a m b e r i s a l s o a k e y t e c h n o l o g y o f d u c t e d r o c k e t s . t h i s p a p e r d i s c u s s e s t h e n u me r i c a l c o m p u t a t io n o f t w o p h a s e fl o w i n a d u c t e d r o c k e t b a s e d o n d i s c r e t e p h a s e m o d e l u s i n g d i f f u s i o n - v a p o r i z a t i o n c o n t r o l l e d n u m e r i c a l m o d e l w h i c h u s e d f o r h y d r o c a r b o n d r o p l e t c o m b u s t i o n . a s s u m i n g t h a t a l u m i n i u m b e g i n t o v a p o r i z e a t 2 3 2 7 k w h i c h i s t h e m e l t i n g p o i n t o f t h e a l u m i n u m o x i d e , a n d a l u m i n i u m o x i d e e x i s t s a s a k i n d o f g a s w h i c h m e a n s i g n o r i n g t h e c o n d e n s a n t i o n o f a l u m i n i u m o x i d e . s i m p l e r e a c t i n g fl o w m o d e l i s e s t a b l i s h e d a n d u s e d t o s i m u l a t e a n e x p e r i m e n t a l mo t o r . i t i s s h o w n t h a t : ( 1 ) t h e d i a m e t e r o f i n i t i a l p a r t i c l e s h a s g r e a t e ff e c t o n t h e c o m b u s t i o n e ff i c i e n c y o f p a rt i c l e . i f t h e d i a m e t e r o f t h e a l u m i n u m p a r t i c l e s i n c r e a s e s , t h e c o m b u s t i o n e f f i c i e n c y d e c r e a s e s ; ( 2 ) i n c r e a s i n g t h e a i r - f u e l r a t i o , t h e c o m b u s t i o n e ff i c i e n c y i n c r e a s e s a n d t h e t e m p e r a t u r e i n t h e fr o n t o f t h e s e c o n d a r y f ir e b o x i n c re a s e s , w h i l e a t t h e e n d o f t h e s e c o n d a ry f i r e b o x i t d e c r e a s e s i n v a l u e ; ( 3 ) i n c r e a s i n g t h e a l u m i n u m p a rt i c l e c o n t e n t , t h e c o m b u s t i o n e ff i c i e n c y i n c r e a s e s a n d t h e t e m p e r a t u r e i n t h e fr o n t o f t h e s e c o n d a r y f i r e b o x i n c r e ase s o b v i o u s l y , w h i l e t h e a v e r a g e t e mp e r a t u r e i n f i r e b o x a n d t h e t e m p e r a t u r e o n t h e w a l l i n c r e a s e s s l o w l y ; ( 4 ) w h e n t h e a i r s p a c e v a r i e s , i n c r e a s i n g t h e fl y i n g h e i g h t , t h e t e m p e r a t u r e i n t h e f r o n t o f t h e s e c o n d a r y f i r e b o x d e c r e s e s b u t a t t h e e n d o f t h e s e c o n d a ry f i r e b o x i t i n c r e a s e s i n v a l u e , t h e c o m b u s t i o n e ff i c i e n c y d e c r e a s e s o b v i o u s l y , a n d t h e t e m p e r a t u r e o n t h e w a l l i n c r e a s e s o b v i o u s ly w h i c h me a n s t h e s e c o n d a r y f i r e b o x n e e d s a d d i t i o n a l a b l a t i v e p r o t e c t i o n ; ( 5 ) i f t h e l e n g t h o f t h e s e c o n d a ry f i r e b o x i n c r e a s e s , t h e c o m b u s t i o n e f fi c i e n c y i n c r e as e s . k e y w o r d : s e c o n d a ry f ir e b o x , c o m b u s ti o n e ffic ie n c y o f a l u m i n u m p a r tic le , t w o - p h a s e r e a c t i n g fl o w , n u m e r i c a l s i m u l a t i o n 1 1 声明 本学位论文是 我在导师的 指导下 取得的 研究成果， 尽我所知， 在 本学位论文中 ， 除了 加以 标注和致谢的部分外， 不包含其他人己 经发 表或公布过的研究成果， 也不包含我为 获得任何教育机构的学 位或学 历而使用过的材料。 与我一同工作的同 事对本学位论文做出的 贡献 均 己在论文中作了明确的说明。 研 究 生 狐.遮 年 户 乎 7 月 日 学位论文使用授权声明 南京理工大学有权保存本学位论文的电 子和纸质文档， 可以借阅 或上网公布本学位论 文的部分或全部内容， 可以向有关部门 或机构 送 交并授权其保存、 借阅 或上网公布本学位论文的 部分或全部内 容。 对 于保密论文，按保密的 有关规定和程序处 理。 、签 名 一喳 鲤 - ,-0 l 年 、日 南京理工大学硕士论文 固体火箭冲压发动机补燃室气粒反应流数值棋拟 1 绪论 1 . 1 固体 火箭 冲压发动机的 发 展概 况 固体火箭 冲压发动机 ( 以 下简 称固 冲发动机 ) 是一 种新型 的推 进系统， 是固 体火 箭 发 动机和冲 压发动机的 有机结 合， 其最突出的 特点 是兼 有冲压发 动机和固 体火箭 发 动机 二者的双 重优点 : 比 冲高 ，结 构紧 凑， 工作 可靠， 使用方 便。 因 此， 它能最 大限 度地 满足新一 代战 术火箭导 弹的 战 术技术要求。 固 冲发动 机以 贫氧推 进剂为 装药 的燃气发生 器作为 第一 燃烧室， 第二燃烧室 即 冲 压 补燃室与固 体助推器燃烧 室 共用。 其工 作过程分为 两个 部分， 先是 助推器开始 工作， 助推器工作结束后， 发动机飞 行达到接力点即转级马赫数， 助推器喷管被抛掉， 进气 道堵盖打开， 与此同时燃气发生器开始工作。 由贫氧推进剂产生的富燃燃气进入冲压 补 燃室与由 进 气道进入的空 气掺 混燃 烧， 生成的 燃气由 喷管排出 产生 推力。 固 冲发动 机的比 冲高于 火箭 发动 机， 能在 较长时间内 提供 续航推力，系 统简 单、 工作可靠和使用维护方便。 7 0 年代以来，国外十分重视这种发动机的发展，其技术 日 趋 成熟。 前苏联首 先采用 这种 发动机， 并己 用于实 战。 西欧 和美国的固 冲导 弹正 从 预研转向型号研制。 到目前已 有七种火箭冲压组合发动机应用到导弹上， 固体火箭冲 压发动机也己经发展了三代: 1 ) 第一代:特点 是冲压发 动机 位于弹 体头部， 采 用可分 离的 固 体火箭助推器 将导 弹 加速到冲压发动机的起始工作点，采用第一代固冲发动机的导弹庞大而笨重; 2 ) 第二代: 特点 是冲压发 动机与 固体火箭 助推器串 联在同 一轴线 上， 助推器将 导弹 加速到接力点，冲压发动机开始工作，助推器与弹体分离: 3 ) 第三代: 特点是 冲压发 动机与固 体火箭 助推器共 用一 个燃烧室， 称为整体式固 体 火 箭冲压发 动机， 但 助推 器和 冲压发 动机各有自 己的 喷 管。 助 推器工作时， 进气 道关 闭， 达到接力点后， 燃气发生器工作， 进气道堵盖打开， 助推器喷管抛掉， 冲压发动 机工作。 前两代固体 火箭冲压发 动机 是采 用助推器与冲 压发 动机分开 设计的方案， 既增 大 了 导 弹的质量 和体积， 又带 来 其它问 题， 如并联式固 冲发 动机 增大了 空气的 阻 力， 串 联式则降低了系统的可靠性. 与前两代相比， 第三代固冲发动机具有质量轻、 体积小、 结构紧凑以及性能好的特点， 且战时维护方便。 因此整体式固冲发动机是很有前途的 动力装置， 可以广泛的应用于地一空导弹、空一空导弹、空一地导弹、靶机、 低空巡 航导 弹、 超高音速 拦截导弹、 运载 火箭的 第一、 二级 等等。 南京理工大学硕士论文固体火箭冲压发动机补招室气粒反应流数值模拟 1 . 2 固体火箭冲压发动机国内外研究进展 目 前火 箭导 弹正 在向超 音速和高 超音 速 ( m a 4 -8 ) ， 中 高空 毋 1 5 j 4 0 k m ) , 超 低空 ( h 1 0 0 k m ) 方向 发展， 这 样就进 入了 冲压发 动 机最佳 工作 领域(1 3 1 固体火箭冲压发动机是冲压发动机中的一种， 燃烧室中的贫氧姗气由固体燃料的 燃烧提 供。 由 于 其成本 低、 易 储存、 结 构紧凑简 单等突出 优点 ， 是弹 用冲压发动 机的 一种优选方案， 受到各国的重视， 研制活动非常活跃。 前苏联采用固冲发动机的s a m - 6 地 空导 弹已 于1 9 6 7 年服役，目 前各国 还有许多 在研型号。 固 体 冲压发 动 机一般分为固 体 推进剂管 道式 冲压发动机 ( s o li d d u c t e d r o c k e t . 简称s d r ) ; 固 体 燃料 冲压发动机 ( s o li d f u e l r a m j e t ， 简称s f r d ; 固 体燃料超 音速 燃烧 冲压 发动 机 ( s o li d f u e l s c r a m j e t , 简称s c r a m j e t ) e 一般来说，s d r的推进性能不如液体燃料冲压发动机和固体燃料冲压发动机 ( s f r j ) ，但由 于技术成熟，灵活性好，工作相对简单，目 前对 s d r的研究较多。 六十 年代 前苏 联首 先在防空导弹s a m- 6 上 使用了 碳氢 燃料整 体式s d r ， 美、德、 法等国 也 积极 开展s d r技术的 研究项目 ， 为 其在战术导弹 上的 应用 打下了坚实的 基 础。. a .美国 作为 对先 进中 程空对空导弹 ( a mr a a m ) 推进技术的改 进， 美国空 军于1 9 7 6 年开始评估 s d r在战术空对空导弹上的应用。 7 0 年 代后 期， 空军火箭推进 试验室和 喷气 推进试验室发 起了 新型空 对空导弹技 术 计划 gf e 在发 展无 喷管助推器用的 推进剂、 快 速可燃气体发 生器 推进剂和 冲压燃烧 室技术。 1 9 7 9 年， 喷气 推进实验室进 行固体燃 料管道 冲压发动 机一 推 进技术验 证计划 ( d r - p t v ) 。目 的 是把选出 的s d r 发动机构 型结 合到一 个试验 飞行 器中， 来满 足先 进中 程空 对空 导弹a i m - 1 2 0 的 设计 和对接要 求。 该发动机使 用固定 流量气体 发生器， 采用a r c a d e n e 3 9 9 燃料， 贫氧 燃气进入 具有双 进气道的 冲压 燃烧室中 . 对直连式 和自 由 射流式 发动 机进 行了 试验， 以 验证主发动 机和 助推一 巡航的 转换 性能， 研制了 无喷 管助推器。 8 0 年代 初， 空 军开始对战术空 对空导 弹使用可 变流量气 体发生 器进行评 估， 并 开 发燃 气发生 器 嫩料和可变流系统的 调控方 法。 目 的 是在5 年 之内 发展成一 个可供飞 行的 推 进系统， 用于先进中程空 对空导 弹 ( a i m - 1 2 0 ) 中， 进 行后续 计划的飞 行试验。 目 前 美国 正在 计划对 a i m - 1 2 0 的 动力装 置进行改进， 以 扩大 导弹的 “ 不 可逃逸 区” 和改善高 空 作战包线. 其中 方 案之一 就是采 用可变流量的 整体式固 体火箭冲 压发 南京理工大学硕士论文固体火箭冲压发动机补姚室气粒反应流数值模拟 动机。 b .德国 德国1 9 7 3 年开始研制硼基推进剂在s d r中的应用，先后研制e f t型实验导弹 ( 1 9 7 3 -1 9 7 5 ) , a s s m ( 1 9 7 5 - 1 9 8 0 ) , a n s 预研型号 ( 1 9 8 1 -1 9 8 7 ) 等以s d r为 动力的导弹。 a n s反舰导弹的动力装置由mb b公司研制，采用整体式 s d r .固体助推器药 柱直径为3 3 0 m m ， 药型为星形， 推进剂为 c t p b ， 采用可抛式喷管; 冲压发动机药柱 直 径 为3 3 0 n u n ， 长3 2 0 0 m m ， 质 量 为1 8 0 2 0 0 k g , 端 面 燃 烧， 推 进 剂 采 用p b 6 3 2 - 2 5 3 配方 ( 含硼量为4 0 %的贫氧丁经) ，喷管喉部面积可调。 a n s 燃气发 生器 推进剂的 特点是 燃料调节比 较高，为1 : ( 4 - 4 . 5 ) ， 其 燃烧放热 值 约3 4 0 0 k j /k g ， 理 论比 冲为1 0 0 0 0 - 1 1 0 0 0 n s / k g ， 密 度为1 .7 g / c m ， 燃 烧 效 率 极高 ( 8 0 %) o a n s 调节阀 结构 采用 优化的 滑 环阀， 减少了 气流 损失和沉 积， 多次 实验结果表明，然气发生器的调节性能极好. 德国d a s a研 制的a 3 m先进空 空导弹， 采用了 整体 式固 体 火箭冲 压发动机， 可 作为e f 2 0 0 0 或 者j a s - 3 9 “ 鹰 狮” 等战 斗机的机 载武器:弹 径 1 8 0 m m ， 弹重1 6 5 k g , 高空 射程达到2 5 0 k m e c.法国 法国 是世 界上 研究冲压 发动机最 早的国 家之一， 在冲压发动 机技术 领域一直处于 领先地位，拥有以a s mp 系列为代表的液体冲压发动机推进的导弹。 今天，随着冲 压发 动机研究 在世 界各国 的 深入开展， 法国 再度 掀起了 冲压发动 机研究 的高潮. 其中， o n e r a 公司己 经 对固体 火箭冲压 发动机 做了 相当 深入的 研究， 并作了 大量的实 验. 以 下是其实验概况: 一种奎 塞式固 体火箭冲 压发动机， 可用于 直径4 0 0 m m 、 射程 1 0 0 k m的 低空导弹， 共试验1 9 7 6 次 ; 与 a e r o s p a t i a l e 公司 合作对一 种四 进 气道奎塞式固体 火箭冲压 发动 机的 流量调 节进行了地面 实验，口 径为2 0 0 m m和3 5 0 n m i ; r u s t i q u e 非 奎塞式固 体火 箭冲压发 动机， 使用 碳氢燃料，飞 行试 验口 径1 8 0 m m 和 l 0 0 m m; 含硼燃 料在奎 塞式发动 机上的 系统实 验( 口 径1 8 0 m m ) 以 及在非 奎塞式发 动机上 的 实验 ( 口 径 1 8 0 m m ) ; 在 飞 行 试 验 中 ， 体 积 比 冲己 达到1 1 0 0 s ( 飞 行 条 件:m a w， 低 空 ) 的 水 平， 从 而 掌 握了 研制实 用型导 弹发动 机的全 部技术; 1 9 9 01 9 9 5 年间 对一种直 径2 0 0 m m的 导弹冲压发动 机进行了 大量地面实 验，经 过7 次飞行 试验，已 掌握了 这一 冲压发动 机的 情况: 南京理工大学硕士论文 固体火箭冲压发动机补嫩室气粒反应流数值模拟 将高含 量硼燃 料用 于 r u s ti q u e 冲压发 动机， 实 验证明 在中 低空条 件下 超过 6 0 s 的实 验具有 较高 水 平的 燃烧效 率和燃 烧速 率的 低 温敏感性。 上面 提到的r u s t i q u e 发 动机是o n e r a 公司 提出的 一种前景诱人的 低 成本、 结构 简 单的 固体火 箭冲压 发 动机。 该 发动机采 用4 个 倒置 式进气道， 均匀分 布 在侧 面， 有效 地提高了大攻角下的 效率。 该发动机没有采用任何调节装置， 而是利用了非奎塞式结 构的自 调节 作用， 使系 统实现 小型化， 并 使成 本 下降3 0 % 。 最 初在 m p s r i 导 弹上进 行了五次成功的飞行试验， 演示了在负载因子超过 加 的情况下导弹仍然能够实现多 变的弹道和设计的机动性。 目 前 法国s d r的 研究主 要集中 在r u s t i c 管道 式冲压发动机上，其 嫌 气发生 器为 非奎塞式。 这种推进系统已进行了飞行试验， 可用作近程空一 空、 空一 地、 地一 空导弹的 动力装置。 冲压发 动 机由 进气 道 ( 也称 扩压器) 、 燃烧室、推进喷管三 部 组成，比 涡 轮喷 气发 动机简单 得多。 冲压 是利用 迎面气流 进入 发动机后减速、 提高 静 压的过 程。 这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机， 是冲压喷气发动机最大的优势所在。 进气 速度为 3 倍音速时，理论上可使空气压力提高3 7 倍，效率很高。高速气流经扩张减 速， 气 压和温度升 高后， 进入 燃烧室与 燃油混 合 燃烧。 燃烧后温度为2 0 0 0 - 2 2 0 0 c , 甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出， 产生推力。因此，冲压发动机的推力与进 气速度有关。以3 倍音速进气时，在地面产生的静推力可高达 2 0 0 千牛. d . 其他国 家 为了 对2 0 3 0 年以 前 可能出现的 威胁获 得空中 优势， 英国国防 部进 行了 公 开招 标， 准备为 其e f 2 0 0 0 战 斗机 装备一种超 视距空空 导 弹， 它 代表了 未来几十 年内中 远距空 空导弹的 先进水平. m e t e o r ( 流星) 导弹 最终获 胜， 它的 动力装置采用 含硼 贫氧推 进剂 的 整 体 式 固 体 火 箭 冲 压 发 动 机 0 1 弹 径1 8 0 m m ， 弹 重1 8 5 k g ， 射程 超 过1 0 0 k m a 俄罗 斯研制成功 了r - 7 7 中 距空 空导弹的 改 进型 r - 7 7 m， 其采用整 体式固 体火箭 冲 压 发 动 机， 使 导 弹 的 射 程 达 到 了1 6 0 k m 以 上 ， 并 且 增 加了 导 弹 的 飞 行 速 度 u 1 。 弹 径2 0 0 n u n ， 弹重2 2 5 k g e 瑞典与 英国 合 作研制的s - 2 2 5 7 0 2 空空 导弹 采 用了 整体式固 体火箭 冲压 发动 机， 最大攻击 距离超过1 0 0 k m . 导弹 采用了b tt 倾 斜转弯 ( 巡航段用) 及s tt 侧 滑转 弯( 末 段攻击用 ) 和控制 技术。 南非肯 特朗 公司 研制的l r a a m空空导 弹 射程超过 1 0 0 1 a n ，动力 装置 采用整 体 式固 体火箭 冲压发动 机， 首先由 无喷管 助推器 将导弹 加速至转 级马 赫数， 然后冲 压发 动 机 开 始 工 作 并 使 导 弹 保 持2 .3 - 3 m a 的 续 航 速 度 ， 其 弹 径1 8 0 m m ， 弹 重1 7 0 k g li e 印 度正 在通过对 俄罗斯的“ 日 炙” s s - n n - 2 2 整体式火箭冲压发 动机 超音 速导弹 进 行改进， 计划发 展出 新的k o r a l 超音 速反 舰导 弹。同 时印度航空研究 院也 在为 海军 研 制一种命 名为“ 萨 加里卡” 的新型潜 射导弹 ， 采用整体式火箭冲压发 动 机或涡 喷发 南京理工大学硕士论文 固体火箭冲压发动机补坦室气粒反应流数值模拟 动 机， 射程约3 0 0 k m ， 低空 飞 行弹道， 可距海面 1 5 - 1 0 0 m的高 度飞行 1 3 1 我国 航天工 业总公司 3 1 所主要 从事液体 冲压发动 机和 奎塞 式整体固 体火 箭冲 压 发动 机的 研制。 该所已 经 研制成功 助推器与 液体 冲 压发动 机并 联配置的 c - 1 0 1 导 弹 和f z - 2 整体式固 体火箭 冲压发 动机。 f z - 2 冲压 发动 机的 然气发 生器是奎塞式 设计， 不 具备富 然 嫩气流量的调 节能 力， 因 此其性能发 挥受到 一定的 限 制 1 2 1 近年来， 我国有关单位也开始了固体火箭冲压发动机中燃气流量调节装置的探索 研究。 在我国， 关于燃气发生器为非奎塞的固体火箭冲压发动机研究尚属空白， 尤其是 应 用于 有严 格体积限制的 空空导 弹的 非奎塞固体火 箭冲 压发 动机 研究 更是 具有 挑战 性。 1 3 固 体火箭 冲压发动机 研制的 关键 技术 ( 1 ) 与 导弹总 体的 一体 化设 计技术. 通过分析固 体 火箭冲 压发动机同导 弹总 体之 间的相互影响关系， 进行导弹一进气道一发动机的一体化设计研究。 确定满足导弹飞 行任 务的固 体 火箭冲压发 动机 方案、 进气道形式与 气动 布局、 飞行控制方式 等， 使导 弹总体性能最优。 ( 2 ) 发 动机总 体设计技术 。 根据导 弹的 飞行高度、 飞 行速 度及飞行姿态 等对冲 压 发动 机性能的 影响， 确定发 动 机的主 要结构参数， 并 选定 发动 机的设计马赫数、 接 力 马 赫数 及超临 界裕度等设计 参 数; 进行整体 式固 体火箭 冲压 发动机 总体结 构设计， 对 各部件的设计提出具体要求。 ( 3 ) 贫 氧推进剂 技术。 提高 贫氧 推进剂能 量研究， 包括: 研究 改善含硼推 进剂点 火 性能的途径， 合理组织含硼富燃燃气在冲压补燃室内的燃烧， 提高含硼推进剂的燃烧 效 率; 添加 高能粘合剂，以 改 善贫 氧推进剂的点火 性能、 减少 氧化 剂含量、 提高推 进 剂 能量。 贫氧推 进剂燃烧性 能研究 ，包括: 贫 氧推 进剂 燃速同 燃速压强指数 调节技 术 研究、 奎塞式 燃气发生器中 减 少燃 烧残渣的 研究、 非奎 塞式固 体火箭 冲压发动 机中 拓 宽 贫氧推 进剂 低压 可燃极限 研究以 及贫氧推 进剂配方 优化研 究等。 ( 4 ) 燃 气流量调节技 术。 为 保证发动机 在不同 的空 气流量 条件下具 有最 优的 工作 性 能， 必须对 燃气发生器的 燃 气流量 进行调节。 对雍塞 式燃气 发生器主要 进行机 械式 燃 气发生器 喉部流 量调节技 术研究， 包括: 确定燃 气流量 随喉部 面积的变化规 律、 确 定 调节喉部 面积的方 案并 进 行认证、 研制燃气流量调 节装置。 对非奎塞式然 气发生 器 主 要进行贫 氧推进剂 燃烧特 性研究， 提高 贫氧推进剂 压强指 数， 拓宽其低压 可m极限。 ( 5 ) 冲压 补燃室掺混补 燃 技术。固 体火箭 冲压发 动 机的 性 能与补燃室二次 掺混 燃 烧的 效率密 切相关， 而发 动机 进气道 形状、 头部距离、 进气角 度、 燃气发生 器喷嘴的 数 量、 位置、 喷射角度、 扩 张比、 以 及空燃比 、 空燃 动量比 等都会影响 燃烧效率， 为 南京理工大学硕士论文固体火箭冲压发动机补迩室气粒反应流数值模拟 提 高燃 烧效 率需开 展补燃室二次 掺混 然烧的 研究。 ( 6 ) 冲压 补燃室 热防护技术。 固体 火箭冲 压发 动机的 特点 是小 推力、 长时间 工作。 其 工作时 间比 固 体火箭发动 机长的 多， 同 时冲 压补燃室 又处于 富 燃状态， 热防 护问 题 就显得 极为 突出。 热防护技术 不过关， 将导 致发 动机补燃室 烧穿 而失 败， 因 此必须对 热 防 护予以 高 度重视， 并加以 重点 解决。 通过 选 用合适的 热防护 材料 和采取 适当的 热 防 护措 施， 使固 体火箭 冲压发动机热防 护 材料厚 度小重量轻、 耐 烧蚀、 保证 发动机长 时间安全可靠工作。 ( 7 ) 喷管 设 计技术。 整体式固体 火箭 冲压发 动机的 助 推装药 置于 冲压发 动机燃烧 室内， 当 助推 器工作时，发 动机推力 大， 燃烧室 压强高 ，需 要 一个喉 径较小的喷管 ; 转级 后冲 压发 动机续 航工 作， 燃烧室 压强 低， 需 要一个喉 径较大 的喷 管， 因 此要求助 推器喷管在转级时2 5 - 5 0 ms 内沿轴向被抛掉，而且转级后冲压喷管表面无任何残留 物。 助 推器 采用 无喷管设计技 术时 可避 免抛除 助推喷管的 过 程， 但助 推器性能受到 一 定的影响。 ( 8 ) 进气道 设计技术。固 体火 箭冲压 发动机 工作时利 用冲 压空 气中 的氧 作为 氧化 剂同燃料嫩烧产生热量， 热量转化为推力。 在飞行过程中， 导弹的速度、 高度、 攻角、 侧滑角会发生变化， 冲压空气的流量也会随着发生改变. 为了 使冲压空气满足流量要 求和扩大发动机工作包线， 必须对进气道进行优化设计， 选择合理的进气道形式、 尺 寸、位置。 ( 9 ) 助推及 转级技术.固 体火 箭冲压 发动机 工作时， 作为 助推器的固 体火 箭发动 机首 先点 火工 作使导 弹加速: 当 助推 装药用 完， 发动 机达到 转级马 赫数时， 发动机转 级机构启 动， 然气发生器点 火工作、 进气道打 开， 发动 机进入 冲压发 动机状 态。 为了 使发动机连续工作，必须设计可靠的转级机构，缩短转级时间. ( 1 0 ) 试验 技术.固体火 箭冲压 发动机 研制过程中， 需要 解决的问 题很多， 为了 比 较各 种设 计方案 或对其进行研究， 必须 进行 试验。 进行发 动机 组件试 验、 发动 机总 体试验、 飞行考核等。发动机组件试验有进气道研究试验、 嫩气发生器点火试验、 冲 压补燃室 掺混 试验、 发动机转级机 构试 验等。 1 . 4 计算流 体力学 和计算燃烧学技 术的 发展 1 . 4 . 1 计算流 体力学的 发展 流 体力 学有 着悠久的 历史。公 元1 8 世纪，随 着牛顿运动 定律 和微 积分方法的建 立， 流 体力 学迈入理 性发展的阶 段。 一 批著名的 科学家如欧 拉( l . e i d e r ) 、伯努 力( d . b e m o u lli ) . 拉 格 朗 日 ( j . l a g raa n g e ) 等 建 立 了 关 于 无 粘 性 流 体 的 理 论 流 体 力 学 ; 哈 根 ( g . b a g e n ) 、 伯 肃叶 ( j . p o i s e u i l le ) 等科 学家则 建立了关 于真实流 体的实 验流 体力学。1 9 世 南京理工大学硕士论文固体火箭冲压发动机补坦室气粒反应流数值模拟 纪末 两个流体 力学 分支开 始结合，此 期间的 重大发 展还有:弗 劳德 ( w . f ro n d e )建 立 模 型实 验 法 则 ， 瑞 利 压 . r e y le ig h ) 建 议 采 用 量 纲 分 析 法， 雷 诺 ( o . r e y n o ld s ) 发 展 两 种 流动 状态， 纳 维( c . n a v i e r ) 和斯托克斯 ( c . s t o k e s ) 则建 立了 粘性 流体的 运动方程。 现代意义 上的 流体力 学形成于2 0 世纪 初，以 普朗特压 . p r a n d t l ) 的 边界层理论为 标志， 还有冯 卡门 ( v k a m r a n ) 和泰勒( c . t a y l o r ) 等 一批流体 力学家 在空气 动力学、 湍 流 和涡旋理论 等方 面的卓 越成就奠定了 现 代流体力 学基础。 以 周 培源、 钱 学森为 代表 的中国 科学家 在湍 流理论、 空 气动力学 等许多重 要领域内 作出 了 基础性 、 开创性的贡 献。 1 . 4 . 2 计算 嫌烧学的发 展 燃烧学是在本世纪四五十年代， 在近代科学理论和实验技术的基础上， 为适应发 展喷气推进技术的需要， 而逐渐形成和发展起来的。 计算机的出现促进了 燃烧理论与 数值方法的结合，并迅速展现出这种结合的巨大威力。 6 0 年 代后期 斯波尔 丁 ( s p a ld i n g ) 首 先得到了 层流边界 层燃烧过 程控 制微分 方程 的数值解，并成功接受了实验的检验。 斯波尔丁和哈洛 ( h a r l o w)继承和发展普朗特 ( p r a n d t l ) 、柯尔莫果洛夫 ( k o l m o g o ro v ) 和周培 源等人的 工作， 创立了“ 湍流模型方 法” ，提出了 一系列的 湍 流输运模型 ( 又称湍流模型) 和湍流燃烧模型，在一定条件下完成了湍流燃烧过程控 制方程组的封闭。 1 9 7 4 年， 在国际 传热会 议上， 吉 德斯 波 ( g i d s p o w ) 提出描 述一维 两相流动的 微 分方程，引起了关于两相流数学问题适定性的争论。 哈洛 ( 1 9 7 5 ) 和斯波尔丁 ( 1 9 7 6 )引入各相物质相互穿透的概念， 得到了有相间 滑移的两 相流的 数值解。 波斯尔 丁进一步开拓 关于“ 相” 的 概念， 大胆 提出 多相共存 的假设， 建立了 多 相化学流 体力学基本 方程组 和一套多相 流的 数值解 法， 成功地对一 系列多相流 动和 燃烧问 题进行了 数值分析。 到本世 纪8 0 年代，中 、英、 美、 德、日 等国 相继开展了 对燃 烧过 程进行计算机 模拟的研究 工作， 逐渐 发展到有 可能 对大型 燃气轮 机、 内 燃机、 火箭发 动机和弹膛等 装置内 部的 三维、 非定常、 两相、 湍 流、 有化学反 应的实际过 程进行 数值计算， 给出 热物理参数的 分 布及其 变化， 预测装置的 传热和 燃烧性能等。 这些 研究成 果极大地丰 富了 燃烧学 科的内 容， 逐渐形 成了一 个独具 特色的分 支学科一 一计 算燃 烧学。 燃 烧分为 两 大类:层 流燃 烧和湍 流燃烧。 在经典的 燃 烧学中， 层流 火焰结 构及传播 速度的 研究曾 是燃烧理 论的中 心问 题， 这是因为层流火焰是综合体现流体流动、 分子输运和化学反应诸因素的最基本的燃烧 现象， 对层流 火焰的 分析是 认识爆震和湍 流燃烧现 象的 基础和出 发点， 它分为 非定常、 南京理工 大学硕士论 文固体 火箭冲压 发动机补 游室气粒反 应流数值模 拟 定 常层 流燃烧现象两 类。 与 层流 燃烧对 应的 湍流 燃烧 现象是很常见的。 几乎 所有的 实 际 装置中的 燃烧现 象都 是湍流 燃烧现 象， 燃烧过 程是一 种综合的 物理 化学 过程， 通 常 要 包 括流体流动、 传热、 传质 和化学 反应以 及它 们之间的相互 作用。 湍流燃烧主要 有两 种模型， 它们 是湍流 扩散火 焰的x - e - g 模型和 湍流 预混火 焰模 型。 把嫌料和氧 化剂 分开而 不是混 合后进入 燃烧区的 火焰 称为 扩散火 焰。 它的 特点 是 化学反 应速率大 大超 过燃料 和氧化剂 之间混 合的 速度。s p a l d i n g 在 1 9 7 1 年提出了 计 算湍 流扩散火焰的x - 。 一 9 模型， 在考虑了 脉动的 情况下分 析得出 的。 燃料和氧 化剂在 进入燃 烧区之 前己 经 均匀混 合的火焰 称为 预混火 焰。 在原有基 础 上发 展了 两 种模型: 旋涡 破碎模型 和拉切 滑模型。 s p a l d i n g 于1 9 7 1 年提出了 旋 涡破 碎 模 型 ( e d d y - b re a k - u p ) 。 它 的 基 本 思 想 是 : 把 湍 流 嫩 烧 区 考 虑 成 未 燃 气 微团 和 己 燃气微团的混合物; 化学反应在这两种微团的界面上发生; 认为化学反应速率取决于 未燃气微团在湍流作用下破碎成更小微团的速率; 认为破碎速率与湍流脉动动能衰变 的速率成正比。 该模型未能考虑分子输运和化学动力学因素的作用， 且只适用于高雷 诺数的湍流燃烧过程。 针 对涡旋破碎 模型的 不足支 持， s p a ld i n g 在1 9 7 6 年提出了 拉切滑模型。 它 有两 条 基本 假设: 第一， 在预 混火焰中 充满 着包含不同 比 例的 未燃气和已 燃气的 微团 ， 微 团内 部的 这种不均 匀性的 尺度 在湍流作 用下不断 被反复 进行的 拉伸、 切割和 滑动过 程 所减小; 第二， 在 微团 内 部的已 燃气和未 燃气的 交界面上 存在着火焰， 它以 相应的 层 流火焰传播速度向 未燃部分传播。 该模型优点是定量地描述了湍流混合在高雷诺数湍 流燃烧中的控制作用; 缺点是未能恰当地考虑分子输运和化学动力学因素的作用， 也 没有给出湍流和化学反应之间相互作用的物理图像。 计 算燃烧学经 历了几 十年的 发展， 有了 飞 速的进步。 从层流燃烧到 湍流 燃烧， 再 到建立了湍流燃烧的模型，这些都是燃烧学家们一直努力的结果。 1 . 5 补然室r, s 烧流 场数 值模拟的意 义及研 究现状 冲 压增程弹箭 采用 冲压发 动机作为 动力装置 是其主 要的 技术手段， 而燃 烧室又 是 技术最复杂的关键部件， 它是发动机中唯一消耗燃料， 实现化学能向机械能转变从而 获取动 力的部件. 燃烧室的 工作过 程比 发 动机其它 任何部件的工 作过 程都复 杂， 它 涉 及气相 与多相流体 力学、 燃烧学、 气体动 力学， 包 括热辐射在内 的传热 学、 工 程与 化 学热力学、固体力学与强度、 高温与两相流测量、先进工艺材料、 光学、计算机等各 种学科与工程技术。因此，对补燃室燃烧特性的研究是冲压发动机的重要课题。 实 现补燃室高 效率、 稳定、 可靠的 工 作， 是冲压发 动机的关键技术。 在冲 压发 动 机补 燃室中， 燃气和 空气从 不同 位置进入 补燃室进 行掺混。 补燃室的燃 烧效 率受发动 南京理工大学硕士论文 固体火箭冲压发动机补姗室气粒反应流数值模拟 机设 计参数的 影响很 大， 这些 参数包 括: 进气 道形状、 位置、 进 气角度， 然气发 生 器 喷 嘴的 形状、 位置、 数 量、 喷射 角度以 及空燃比 等、 尤 其是当 娜气中 含有大量的 金 属 颗粒时 ， 如不 很好的 组织 补燃室内的 掺混 燃烧， 则燃烧 效率 很低， 会很大程度 上影响 发动 机性能。 为了 组织 好二次 燃烧， 可以 也必须从 影响二 次 燃烧的各 个环节去寻 找改 善的 具体方 法。 本文正 是在 这一背景 下提出 来的， 主要 工作就是 对冲压 发动机补 燃室 内流场的特点和结构进行分析，研究冲压发动机补燃室内燃气和空气的掺混嫌烧过 程， 研究 发动 机补嫩室 设计参 数对补 燃室掺混 燃烧过 程的 影响， 探索提高 补燃效 率的 方法 和途径， 从而为 冲压发 动机 补燃室的 设计提供 理 论依据和 指导。 对于 补燃室燃 烧特性的 研究， 理论 分析、 实验 研究 和数值 模拟是研究的 主要 手段。 其中 理论 分析是基 础， 在这个 基础上发 展了 许多高 精度、 高效 率的计 算格式。 实 验 研 究则 可以 获得真实的 第一 手数据资 料。 但是近 年来， 由 于发动 机的性能 不断 提高， 对 于燃烧室的要求也日益苛求， 现有的经验、 半经验设计方法己不能完全满足燃烧室的 设计要求， 加上燃烧室加工和试验费用十分昂贵， 迫切需要发展一种新型的设计计算 方 法。 这种新型的设 计方 法的 特点 是以 计算流体力 学 ( c f d ) . 数 值传热学 ( n h t . 计算燃烧学 ( c c d ) 为核心， 结合经验、半经验关系式， 进行数值模拟计算，而后计 算结 果经 过试验验 证。 所以 对补燃室的 燃 烧特性进行 数值 模拟不 仅十 分必要， 而 且具 有重要的现实意义， 数值模拟可以 在花费较小的情况下获得大量数据资料。 随着计算 机 硬件性能 的提高 和计 算流体力学的 不 断发展， 数值模拟 可以 达到的精度以 及计 算 速 度 都有了 很大的提高 。 数值 模拟己 成为 研究 流场的 主要 手段， 能 够弥补试 验设备 和经 费的不足， 在很短的时间内完成所有参数的分析计算，为不断改进设计提供依据， 而 且 数值 解能 够对整 个流场 提供 流动 特性， 揭示试 验中 难以 发现或 不易理解的 流动 和燃 烧 现象。 一些发 达国 家在 航天器的 设计中己 广泛采 用流场 数值模 拟方法分 析各个 气动 部 件的流 动特性， 甚至正 在尝试 对整机 进行流场数 值模 拟。 1 . 5 . 1 国外 ( 包括中国台 湾) 补然室数 值模拟的现 状 有关对固体火箭冲压发动机内部燃烧流动过程进行分析研究的文献，最早见于 2 0 世纪7 0 年代。 在这之前 ， 对冲压 发动 机内 部的嫩 烧过 程所知甚少。 稍微进步 的是 e d e l m a n 等人 提出 的模 化概念。 在模化 方法中 ， 将流动 分为回流区、 中 心区 、 强 梯度 区 ( 剪切层) 和粘性 主流区 ( 无回 流) 等， 各 个区 域分 别模化处 理， 然后在相 邻 边界 上 祸合计 算， 回流区 被视为 搅拌反 应器， 中 心区可由 抛物型 方程来描 述。 模化 方 法考 虑 到了参 数的 多维分 布， 但是 此方法 难以 进行 整个 流场的 统一 计算， 而且不同区 域的 相 邻边界 上各参数难以 很好 的衔接。 而更 为复杂的方 法， 就是根据几何 边界条 件， 求 解整个区域的平均湍流方程。 1 9 8 3 年， v a n k a , s t u l l 和c r a i g 用s ii al e 法求 解了 三维 等温流动 控制方程 ， 再 南京理工大学硕士论文 固体火箭冲压发动机补始室气粒反应流数值模拟 现了 水 流实验 所观察到的 补燃室中 存在的 漩涡及回 流区。 他 们用水 作介 质， 三维网 格 点 数 为1 1 x 1 0 x 3 5 ， 当 无 量 纲 速 度 偏 差 值 小 于1 0 一 时 ， 需 迭 代6 0 0 次 ， 在c y b e r 7 5 0 计算 机 上消耗7 5 分钟c p u时间 1 4 1 1 9 8 4 年， 我国 台湾省中山 科 技大学 火箭技术系的l .c h e n 和c . c . t a o 对二维轴对 称管 道 火箭的 燃烧过程 进行了 数 值分析 【 1 5 1 . 因为 采用二维 近似， 所以 没有发现g . d . s t r e b y 在水 流实 验中 产生的 旋涡 结构， 并 且由 于忽 略了 参数 沿周向 的非 均匀性和输 运 性，采用简单快速一步反应模型，所以其结果不能精确地反映实际流动和燃烧过程. 尽管 如 此， c h e n 和t a o 的