馬武舉，楊海濤

（中國(guó)船舶重工集團(tuán)有限公司第七一〇研究所，湖北 宜昌 443003）

0 引言

海戰(zhàn)場(chǎng)正逐漸成為未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)的主戰(zhàn)場(chǎng)，精確制導(dǎo)彈藥在海洋戰(zhàn)爭(zhēng)中扮演著重要角色。為適應(yīng)艦載精確制導(dǎo)導(dǎo)彈愈來(lái)愈小的發(fā)展趨勢(shì)和快速上艦要求，需要為小型精確制導(dǎo)武器設(shè)計(jì)新的發(fā)動(dòng)機(jī)主推力控制機(jī)構(gòu)。常見(jiàn)的主推力控制機(jī)構(gòu)有燃?xì)舛?、喉部針?biāo)ê蛿_流片。擾流片式主推力控制是將擾流片伸入發(fā)動(dòng)機(jī)尾流，造成發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)導(dǎo)彈的制導(dǎo)與控制。擾流片式主推力控制具有耐燒蝕、響應(yīng)速度快和不工作時(shí)無(wú)主推力損失等優(yōu)點(diǎn)[1-3]。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)擾流片推力矢量控制技術(shù)開(kāi)展了相應(yīng)數(shù)值仿真和試驗(yàn)研究。Patel等[4]和Guery等[5]開(kāi)展了擾流片外形和阻塞面積對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)矢量力影響。Parviz等[6]開(kāi)展了高超聲速射流試驗(yàn)研究擾流片矢量力控制能力。Steffen等[7]開(kāi)展了擾流片矢量力數(shù)值仿真計(jì)算，并通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證了數(shù)值仿真模型的正確性。崔業(yè)兵等[8]對(duì)圓弧型擾流片進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真和發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，得到擾流片氣動(dòng)力隨著伸入流場(chǎng)高度的增加線性增大，擾流片阻塞面積率與推力偏轉(zhuǎn)角呈正比的結(jié)論。王曉輝等[9]通過(guò)數(shù)值仿真研究了擾流片推力矢量控制的工作原理。叢戎飛等[10]研究了擾流片幾何形狀對(duì)軸對(duì)稱(chēng)噴管推力矢量氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，提出了減小推力損失的設(shè)計(jì)方法。目前，擾流片矢量控制技術(shù)研制中，擾流片均通過(guò)在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口端面平動(dòng)的方式進(jìn)行主推力控制[11]。隨著智能可控導(dǎo)彈的小型化發(fā)展（發(fā)動(dòng)機(jī)噴口尺寸越來(lái)越?。瑪_流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口平動(dòng)的布局形式并不適用，迫切需要提出新的擾流片氣動(dòng)布局形式。

為加快小型智能可控導(dǎo)彈的上艦（艦載發(fā)射裝置炮管內(nèi)徑?。┻M(jìn)程，本文針對(duì)小型艦載智能可控導(dǎo)彈提出了擾流片繞定軸轉(zhuǎn)動(dòng)的氣動(dòng)布局方案，采用CFD數(shù)值仿真方法系統(tǒng)性地研究擾流片安裝位置、發(fā)動(dòng)機(jī)噴口壓力對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主推力調(diào)節(jié)特性的影響規(guī)律，本文研究結(jié)果可為該項(xiàng)技術(shù)的工程化實(shí)現(xiàn)提供設(shè)計(jì)方法和飛行力學(xué)參數(shù)。

1 擾流片主推力控制原理

擾流片通過(guò)繞定軸轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)主推力調(diào)節(jié)，如圖1所示。擾流片與豎直方向的夾角θ為舵偏角，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行主推力調(diào)節(jié)時(shí)，4個(gè)擾流片的舵偏角θ相同。

圖1 擾流片矢量控制系統(tǒng)Fig.1 Spoiler vector control system

擾流片主推力控制原理：發(fā)動(dòng)機(jī)噴口為超聲速氣流，擾流片旋轉(zhuǎn)伸入發(fā)動(dòng)機(jī)尾流場(chǎng)使超聲速氣流的流動(dòng)方向被迫突然變化，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口將產(chǎn)生激波。激波在擾流片迎風(fēng)面形成高壓區(qū)，使擾流片受到了與發(fā)動(dòng)機(jī)主推力方向相反的作用力△Fr，從而引起了發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失。發(fā)動(dòng)機(jī)主推力計(jì)算公式如下：

式中：ρ為氣流密度；v為出口截面微元出燃?xì)獾钠骄俣龋籶為出口截面微元的平均壓強(qiáng)；p∞為環(huán)境大氣壓強(qiáng)；N為出口截面微元的單位矢量；ΔA為發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積。

2 數(shù)值仿真方法

2.1 控制方程與湍流模型

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)復(fù)雜，本文數(shù)值仿真基于以下假設(shè)：1）燃?xì)鉃槔硐霘怏w，且為單一氣源；2）忽略燃?xì)馀c噴管壁面的摩擦傳熱；3）流場(chǎng)中的流動(dòng)為定常流動(dòng)；4）流動(dòng)過(guò)程中不考慮發(fā)生的化學(xué)反應(yīng)。本文數(shù)值仿真控制方程采用笛卡爾坐標(biāo)系下的三維N-S方程：

式中：Q為守恒變量矢量；E、F、G為無(wú)粘通矢量；EV、FV、GV為粘性通矢量[12]。

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)中涵蓋了亞音速、跨音速和超音速流動(dòng)，粘性影響顯著，擾流片位置溫度高且存在激波和附面層流動(dòng)分離等問(wèn)題，湍流模型選用兩方程的Realizable k-ε湍流模型[13]。

2.2 網(wǎng)格與邊界條件

擾流片數(shù)值仿真模型如圖2，數(shù)值仿真模型中包含2個(gè)計(jì)算域，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)位于計(jì)算域1中，擾流片位于計(jì)算域2中。分別對(duì)2個(gè)計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格繪制，計(jì)算域1采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格繪制，其中網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)目為170萬(wàn)；計(jì)算域2采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格繪制，并對(duì)擾流片近壁面網(wǎng)格進(jìn)行加密，其中網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)目為325萬(wàn)。本文中固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)徑 144 mm，收縮半角 40°，喉部直徑13.9 mm，擴(kuò)張半角12°，噴口直徑29 mm。圖3分別為發(fā)動(dòng)機(jī)和擾流片表面網(wǎng)格。利用ICEM-CFD軟件網(wǎng)格拼接技術(shù)對(duì)2個(gè)計(jì)算域進(jìn)行組裝，數(shù)值仿真計(jì)算采用Ansys-Fluent軟件。

圖2 計(jì)算域Fig.2 Computational domain

圖3 數(shù)值仿真網(wǎng)格Fig.3 Numerical simulation grid

為方便發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)控制方程組數(shù)值求解，采用壓力入口、壓力出口邊界條件；發(fā)動(dòng)機(jī)壁面和擾流片均設(shè)置為剛性絕熱壁面。計(jì)算過(guò)程中監(jiān)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)噴口平均速度和擾流片受到的氣動(dòng)阻力△Fr，當(dāng)50個(gè)計(jì)算步長(zhǎng)內(nèi)監(jiān)測(cè)量的偏差不超過(guò)0.5%，則認(rèn)為迭代收斂。

3 擾流片位置對(duì)主推力的影響

擾流片與發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的相對(duì)位置關(guān)系可決定發(fā)動(dòng)機(jī)主推力調(diào)節(jié)能力和主推力調(diào)節(jié)角度范圍。本文開(kāi)展了3種工況，研究了擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線的距離l和距離發(fā)動(dòng)機(jī)噴口高度h對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主推力調(diào)節(jié)特性的影響，擾流片與發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的位置關(guān)系如圖4所示。

圖4 擾流片與發(fā)動(dòng)機(jī)噴口相對(duì)位置Fig.4 Relative position of the spoiler and the engine nozzle

工況1-3中，擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線的距離l和發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的高度h（負(fù)號(hào)代表旋轉(zhuǎn)軸在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口下方）如表1所示。

表1 旋轉(zhuǎn)軸位置Table 1 Rotation axis position

針對(duì)工況1-3的擾流片位置，分別開(kāi)展了發(fā)動(dòng)機(jī)主推力特性數(shù)值仿真研究。數(shù)值仿真采用壓力入口邊界條件，入口壓力為3.6 MPa，溫度3 000 K；出口為壓力出口，壓力為101.325 kPa，溫度300 K；擾流片和發(fā)動(dòng)機(jī)壁面為無(wú)滑移絕熱壁面。數(shù)值仿真得到不同舵偏角下的發(fā)動(dòng)機(jī)主推力，計(jì)算結(jié)果如圖5。圖中同時(shí)給出了無(wú)損失的發(fā)動(dòng)機(jī)主推力（660 N）和70%無(wú)損失發(fā)動(dòng)機(jī)推力數(shù)值仿真結(jié)果。數(shù)值仿真結(jié)果表明：1）當(dāng)舵偏角較小時(shí)，擾流片未能伸入發(fā)動(dòng)機(jī)尾流，擾流片不具備發(fā)動(dòng)機(jī)主推力調(diào)節(jié)能力，當(dāng)擾流片對(duì)主推力起控后，發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失隨著擾流片舵偏角的增加而增大；2）當(dāng)擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的高度增加10 mm，主推力調(diào)節(jié)起控舵偏角不變，70%主推力調(diào)節(jié)角度范圍增大3.4°；3）當(dāng)擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線的距離增加5 mm，主推力調(diào)節(jié)起控舵偏角增加約15°，70%主推力調(diào)節(jié)角度范圍增大7.2°。

圖5 擾流片不同位置發(fā)動(dòng)機(jī)主推力Fig.5 Main thrust of engine with spoiler at different positions

圖6給出了工況 1和工況 3的起控角度示意圖。示意圖中，工況1和工況3對(duì)應(yīng)的擾流片起控舵偏角分別為21.5°和36.7°，起控舵偏角幾何分析與數(shù)值仿真結(jié)果偏差較小。結(jié)果表明：擾流片起控舵偏角隨著擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線的距離l的增加而增大；擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動(dòng)機(jī)噴口高度h的改變對(duì)擾流片起控舵偏角基本不影響。

圖6 起控角度Fig.6 Initial control angle

圖7是發(fā)動(dòng)機(jī)推力為初始推力70%時(shí)，工況1和工況3擾流片舵偏角和擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口投影面積的示意圖。

圖7 擾流片投影面積Fig.7 Projected area of spoiler

數(shù)值仿真得到70%推力時(shí)，擾流片舵偏角和發(fā)動(dòng)機(jī)阻塞率[14]計(jì)算結(jié)果如表2所示。發(fā)動(dòng)機(jī)阻塞率為擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口投影面積與發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積的比值。數(shù)值仿真結(jié)果表明：不同于擾流片在噴口平動(dòng)的布局形式，本文中發(fā)動(dòng)機(jī)阻塞率對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主推力的影響與擾流片旋轉(zhuǎn)軸位置有關(guān)。

表2 擾流片投影面積Table 2 Projected area of spoiler

4 噴口壓力對(duì)主推力的影響

針對(duì)工況3，研究了壓力對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主推力的影響，其中發(fā)動(dòng)機(jī)噴口壓力分別為3.6 MPa、3.2 MPa、2.8 MPa，擾流片舵偏角為40°～60°，發(fā)動(dòng)機(jī)主推力數(shù)值仿真結(jié)果如圖8所示。數(shù)值仿真結(jié)果表明：固定入口壓力，發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨著擾流片舵偏角的增加而降低；固定舵偏角，主推力隨著發(fā)動(dòng)機(jī)噴口壓力的增加而增大。

圖8 不同壓力下發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fig.8 Engine thrust at different pressures

圖9為數(shù)值仿真得到發(fā)動(dòng)機(jī)噴口壓力3.6 MPa，擾流片舵偏角為40°、45°和55°時(shí)，流場(chǎng)沿著流向的截面速度分布云圖。受擾流片對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的阻塞影響，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的氣流急劇壓縮導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)噴口出現(xiàn)激波。云圖結(jié)果表明：激波型面與擾流片舵偏角有關(guān)，隨著舵偏角的增大，激波型面逐漸向發(fā)動(dòng)機(jī)噴口移動(dòng)且發(fā)動(dòng)機(jī)噴口端面的激波型面由斜激波逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)檎げā?/p>

圖9 不同舵偏角下速度云圖Fig.9 Velocity cloud diagram at different deflection angles

5 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)常規(guī)擾流片推力矢量控制機(jī)構(gòu)無(wú)法適裝于小噴口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的問(wèn)題，本文設(shè)計(jì)了一種新的擾流片矢量控制機(jī)構(gòu)。采用數(shù)值仿真方法研究了矢量控制機(jī)構(gòu)中擾流片安裝位置和噴口壓力對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主推力特性的影響，主要工作和結(jié)論如下：

1）增加擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線的距離可增大發(fā)動(dòng)機(jī)主推力調(diào)節(jié)角度范圍，但發(fā)動(dòng)機(jī)起控角度也會(huì)隨著增大。

2）本文的擾流片矢量機(jī)構(gòu)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨著擾流片舵偏角的增加而降低；固定舵偏角，主推力隨著發(fā)動(dòng)機(jī)噴口壓力的增加而增大。

3）進(jìn)行主推力調(diào)節(jié)，當(dāng)舵偏角較小時(shí)，噴口激波型面為斜激波；當(dāng)舵偏角較大時(shí)，噴口激波型面為正激波。