王正軍，蘭寶剛，李廣武

(西安航天動(dòng)力測控技術(shù)研究所，陜西 西安 710025)

氣體沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)計(jì)算研究

王正軍，蘭寶剛，李廣武

(西安航天動(dòng)力測控技術(shù)研究所，陜西 西安710025)

提出了一種氣體沖擊試驗(yàn)方案，用來模擬燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的壓力載荷環(huán)境，使用集總參數(shù)對(duì)初容室內(nèi)壓力曲線進(jìn)行編程計(jì)算，驗(yàn)證了方案的可行性并確定了相關(guān)的參數(shù)。在分析各參數(shù)影響的基礎(chǔ)上對(duì)建成的試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行了5次調(diào)試，經(jīng)過調(diào)試，初容室內(nèi)壓力曲線與目標(biāo)曲線基本一致，表明氣體沖擊試驗(yàn)方案能夠很好地模擬燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的壓力環(huán)境。

飛行器試驗(yàn)技術(shù)；燃?xì)獍l(fā)生器；氣體沖擊；壓力曲線模擬；仿真計(jì)算

垂直發(fā)射系統(tǒng)是海軍目前廣泛使用的艦載導(dǎo)彈發(fā)射方式，具有載彈量大，發(fā)射率高，全方位攻擊等多種優(yōu)勢[1]。傳統(tǒng)垂直發(fā)射一般使用燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火產(chǎn)生燃?xì)馔苿?dòng)導(dǎo)彈出筒[2]。由于燃?xì)獍l(fā)生器成本、可重復(fù)性和安全性等原因，可采用冷氣代替燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的高溫高壓氣體。

國內(nèi)許多學(xué)者對(duì)冷氣彈射進(jìn)行了研究，例如，趙克轉(zhuǎn)等[3]使用ADAMS對(duì)冷氣彈射過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)建模仿真；楊風(fēng)波等[4]對(duì)高壓彈射裝置內(nèi)彈道進(jìn)行了建模與計(jì)算等。這些研究主要是關(guān)于理論和建模仿真計(jì)算方面，缺少相關(guān)的試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證。

筆者在以往冷氣彈射方案基礎(chǔ)上提出了一種氣體沖擊試驗(yàn)方案，用來模擬燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的壓力載荷曲線(目標(biāo)曲線)；使用集總參數(shù)編程對(duì)氣體沖擊過程進(jìn)行了計(jì)算，計(jì)算所得壓力曲線與目標(biāo)曲線基本相符，從而驗(yàn)證了試驗(yàn)方案的可行性；對(duì)壓力曲線進(jìn)行了影響因素分析，并根據(jù)影響因素分析對(duì)建成的試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行了5次調(diào)試。

1 氣體沖擊試驗(yàn)方案

擬定本試驗(yàn)方案為使用高壓氣體向初容室內(nèi)同時(shí)充放氣來模擬壓力曲線，初容室模擬工裝設(shè)置一定面積的排氣口模擬下降沿，排氣口始終與外界大氣相通。試驗(yàn)系統(tǒng)構(gòu)成如圖1所示。

對(duì)高壓氣體充放氣過程進(jìn)行控制，常見控制方式是使用閥門，如電磁閥門、氣動(dòng)閥門等。氣動(dòng)閥門開關(guān)時(shí)間一般要比電磁閥門要快，不過依然無法滿足本課題的打開時(shí)間要求。

要實(shí)現(xiàn)氣體沖擊過程的快速打開，只有使用快速作用的爆破片，與閥門相比，爆破片動(dòng)作迅速，爆破壓力精度高，爆破時(shí)間一般為毫秒級(jí)[5-6]。

為了驗(yàn)證試驗(yàn)方案的可行性，需要對(duì)充放氣過程進(jìn)行計(jì)算，對(duì)于此類過程，傳統(tǒng)方法采用的是理論分析方法[7-8]。對(duì)計(jì)算對(duì)象進(jìn)行抽象和簡化建模，根據(jù)氣體動(dòng)力學(xué)和氣體熱力學(xué)的相關(guān)理論對(duì)氣瓶內(nèi)壓力釋放和初容室氣體的質(zhì)量流量進(jìn)行計(jì)算，得到初容室內(nèi)壓力變化，其結(jié)果可以表明各影響因素之間的關(guān)系，為深入分析提供指導(dǎo)。

2 氣體沖擊過程理論計(jì)算

采用集總參數(shù)對(duì)氣體沖擊過程初容室內(nèi)壓力曲線進(jìn)行計(jì)算，由于氣體沖擊過程時(shí)間很短，因此認(rèn)為過程絕熱。

2.1數(shù)學(xué)模型

高壓情況下，理想氣體狀態(tài)方程與真實(shí)情況偏差稍大，考慮到準(zhǔn)確性和方程復(fù)雜程度，采用R-K狀態(tài)方程計(jì)算氣體參數(shù)，R-K方程[9]形式為

(1)

(2)

(3)

式中：p為壓力；T為溫度；v為比體積；R為氣體常數(shù)；pcr為臨界壓力；Tcr為臨界溫度。

對(duì)于最小截面積為A的管道，其流動(dòng)狀態(tài)由管道兩端壓力比決定。

臨界壓力比βcr由下式計(jì)算：

(4)

式中，γ為理想氣體比熱比。對(duì)于空氣γ=1.4，則βcr=0.528。

(5)

式中：ρ0為上游氣體密度;T0為上游氣體溫度。

(6)

實(shí)際上，氣體流過復(fù)雜的內(nèi)部元件時(shí)，流動(dòng)損失是不能忽略的。在一定的上游條件和一定的壓差條件下，實(shí)際通過元件的質(zhì)量流量將小于按理論公式計(jì)算出來的理論質(zhì)量流量。引入流量系數(shù)Cq(0

(7)

流量系數(shù)可以根據(jù)Perry試驗(yàn)[11]近似計(jì)算：

(8)

初容室內(nèi)壓力變化可由開口系統(tǒng)的能量方程計(jì)算，若認(rèn)為過程絕熱，略去熱傳遞、氣體重力勢能項(xiàng)，則充放氣過程中初容室內(nèi)能變化量等于流入與流出氣體焓的變化量，即：

mdu+udm=hdm

(9)

而內(nèi)能u=cvT，焓h=cpT，其中cv可由溫度多項(xiàng)式或簡化為定值比熱容計(jì)算，而cp/cv=γ。

2.2計(jì)算結(jié)果

假設(shè)在計(jì)算時(shí)間內(nèi)初容室內(nèi)壓力達(dá)到平衡(即壓力均勻)，則可以利用計(jì)算時(shí)間內(nèi)流入流出初容室的氣體流量，通過開口系統(tǒng)能量方程計(jì)算初容室內(nèi)壓力變化。

使用C語言編程計(jì)算初容室內(nèi)氣體壓力變化，計(jì)算結(jié)果和目標(biāo)曲線對(duì)比如圖2所示，其中計(jì)算參數(shù)為：氣瓶容積6.0m3，壓力19MPa，管道350mm，初容室容積8.0m3，排氣口面積750cm2?？梢钥吹絻烧咦兓厔莼疽恢拢砻鳉怏w沖擊試驗(yàn)方案可以模擬燃?xì)獍l(fā)生器所產(chǎn)生的壓力載荷環(huán)境。

3 壓力曲線影響因素分析

考慮到模型簡化和算法帶來的誤差，需要展開對(duì)試驗(yàn)參數(shù)影響因素分析，以表明各個(gè)參數(shù)對(duì)壓力曲線影響，指導(dǎo)試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)和設(shè)備調(diào)試。

首先展開各單因素(氣瓶容積、氣瓶初始?jí)毫?、管道直徑、初容室容積、排氣口面積)對(duì)壓力曲線影響分析，在進(jìn)行單因素影響分析時(shí)，其余各參數(shù)保持不變，計(jì)算分析基準(zhǔn)參數(shù)為：氣瓶容積6.0m3，氣瓶初始?jí)毫?9MPa，管道直徑350mm，初容室容積8.0m3，排氣口面積750cm2。

3.1氣瓶容積影響分析

改變氣瓶容積，其變化對(duì)壓力曲線的影響如圖3所示，由圖3可以得到：隨著氣瓶容積增加，壓力曲線峰值到達(dá)時(shí)間增加，峰值壓力增大，對(duì)下降沿斜率基本無影響。

3.2氣瓶初始?jí)毫τ绊懛治?/p>

改變氣瓶初始?jí)毫Γ渥兓瘜?duì)壓力曲線的影響如圖4所示，由圖4可以得到：隨著氣瓶初始?jí)毫υ黾?，壓力曲線峰值到達(dá)時(shí)間幾乎不變，峰值壓力變大，下降沿變陡。

3.3管道直徑影響分析

改變管道直徑，其變化對(duì)壓力曲線的影響如圖5所示，由圖5可以得到：隨著管道直徑增加，壓力曲線峰值到達(dá)時(shí)間提前，峰值壓力變大，下降沿變陡。

3.4初容室容積影響分析

改變初容室容積，其變化對(duì)壓力曲線的影響如圖6所示，由圖6可以得到：隨著初容室容積增加，壓力曲線峰值到達(dá)時(shí)間提前，峰值壓力減小，下降沿變緩。

3.5排氣口面積影響分析

改變排氣口面積，其變化對(duì)壓力曲線的影響如圖7所示，由圖7可以得到：隨著排氣口面積增大，壓力曲線峰值到達(dá)時(shí)間提前，峰值壓力減小，下降沿斜率幾乎無變化。

4 試驗(yàn)系統(tǒng)調(diào)試結(jié)果

考慮到計(jì)算帶來的誤差和各參數(shù)調(diào)節(jié)難易程度，將氣瓶初始?jí)毫团艢饪诿娣e設(shè)計(jì)為可調(diào)。

綜合各方面因素，最終試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)確定為：氣瓶容積6.0m3(最大承壓30MPa)，初始?jí)毫烧{(diào)節(jié)，管道DN350，初容室容積8.0m3(最大承壓15MPa)，排氣口面積可調(diào)，共3個(gè)大排氣口(內(nèi)徑180mm)和8個(gè)小排氣口(內(nèi)徑64mm)。

考慮到管道要安裝爆破片，為方便拆卸將管道中間部位改為U型。

初容室內(nèi)壁設(shè)置了5個(gè)壓力傳感器測點(diǎn)，其中4個(gè)位于初容室排氣口下方相同高度均勻布置，1個(gè)位于初容室內(nèi)壁底部，傳感器位置如圖1所示。

第1次調(diào)試結(jié)果如圖8所示。調(diào)試參數(shù)為：氣瓶初始?jí)毫?9MPa，排氣口面積573cm2。

第1次調(diào)試曲線下降沿超出壓力上限，并且上升沿過于接近壓力下限，為了提高上升沿，提高氣瓶初始?jí)毫Σp小排氣口面積進(jìn)行第2次調(diào)試，調(diào)試參數(shù)為：氣瓶初始?jí)毫?1MPa，排氣口面積508.68cm2。

第2次調(diào)試曲線上升沿基本滿足要求，下降沿超出壓力上限，增大排氣口面積進(jìn)行第3次調(diào)試，調(diào)試參數(shù)為：氣瓶初始?jí)毫?1MPa，排氣口面積763.02cm2。

第3次調(diào)試曲線上升沿與下降沿基本滿足要求而峰值壓力過低，因此提高初始?jí)毫M(jìn)行第4次調(diào)試，結(jié)果如圖9所示。調(diào)試參數(shù)為：氣瓶初始?jí)毫?3MPa，排氣口面積763.02cm2。調(diào)試結(jié)果滿足要求。

為了驗(yàn)證重復(fù)性，又進(jìn)行了第5次調(diào)試，結(jié)果表明重復(fù)性很好，調(diào)試參數(shù)與第4次相同。

經(jīng)過5次調(diào)試，最終初容室內(nèi)壓力變化與目標(biāo)曲線基本一致，滿足要求。

由圖2計(jì)算所用參數(shù)與圖9調(diào)試參數(shù)對(duì)比可知，實(shí)際調(diào)試結(jié)果與理論計(jì)算具有一定的偏差，但是試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)已經(jīng)考慮到計(jì)算誤差，將氣瓶初始?jí)毫团艢饪诿娣e設(shè)計(jì)為可調(diào)，從而可以調(diào)節(jié)初容室壓力變化，經(jīng)過調(diào)節(jié)最終使得初容室壓力變化滿足目標(biāo)曲線要求。

試驗(yàn)系統(tǒng)調(diào)節(jié)范圍由氣瓶初始?jí)毫团艢饪诿娣e決定。峰值時(shí)間可調(diào)節(jié)極限值為0.245～0.453s，最大峰值壓力可調(diào)節(jié)極限值為7.345～11.910MPa。

與理論計(jì)算結(jié)果相比，各傳感器測點(diǎn)測得壓力曲線并不光滑，尤其是在上升沿出現(xiàn)較大的振蕩，各測點(diǎn)曲線也有一些差別，這是因?yàn)椋豪碚撚?jì)算得到的壓力是初容室內(nèi)平均壓力而不是某個(gè)測點(diǎn)的壓力；任意時(shí)刻初容室內(nèi)有較大的壓力梯度，因此各測點(diǎn)壓力不相同。

5 結(jié)論

1)氣體沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)能夠模擬燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的壓力載荷環(huán)境，調(diào)節(jié)初始?jí)毫团艢饪诿娣e等參數(shù)可以使初容室壓力曲線在較大范圍內(nèi)變化，經(jīng)過調(diào)試，能夠模擬目標(biāo)曲線，滿足要求。

2)集總參數(shù)計(jì)算對(duì)實(shí)際流動(dòng)過程進(jìn)行了簡化抽象，忽略了幾何外形對(duì)流動(dòng)的影響，也有一些不符合實(shí)際過程的假設(shè)，但其計(jì)算簡單，適合氣體沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和調(diào)試計(jì)算。

3)各壓力傳感器測點(diǎn)曲線上升沿都有很大的振蕩，并且每個(gè)測點(diǎn)壓力曲線也不盡相同，這符合物理事實(shí)，而非傳感器問題。

4)本試驗(yàn)系統(tǒng)不僅可以用來模擬燃?xì)獍l(fā)生器所產(chǎn)生的壓力載荷環(huán)境，也可以模擬諸如爆炸物對(duì)物體的沖擊過程，火箭的一、二級(jí)分離等其他環(huán)境下的氣體沖擊環(huán)境，具有廣泛的工程應(yīng)用價(jià)值。

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StudyontheCalculationofAirImpactTestSystem

WANG Zhengjun, LAN Baogang, LI Guangwu

(Xi’an Aerospace Institute of Solid Propulsion Control and Measurement Technology, Xi’an710025, Shaanxi，China)

This paper presented a scheme for gas impact test, used for the pressure load environment simulation of gas generator. The lumped parameters on initial chamber pressure curves were calculated to verify the feasibility of the scheme with the relevant parameters determined. Then the five debugging of the experimental system was built after debugging on the basis of the analysis of the effects of each parameter. The early chamber pressure curve and the target curve are consistent, indicating that the gas impact test scheme can well simulate the pressure produced by the gas generator.

experimental technology of aerocraft; gas generator; gas impact; pressure curve simulate; simulation computation

TJ02

： A

：1673-6524(2017)03-0053-05

10.19323/j.issn.1673-6524.2017.03.011

2016-12-01

王正軍(1990—)，男，碩士研究生，主要從事固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)技術(shù)研究。E-mail：970873283@qq.com