发动机燃气舵气动特性研究

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摘 要：采用仿真方法对某种矩形燃气舵推力矢量装置的气动特性进行研究，得到不同舵片配置、不同舵偏角下多种工况流场仿真结果。分析表明，该燃气舵在0°～20°舵偏角范围内，产生的垂直控制力、水平控制力均随舵偏角的增大而增大，垂直控制力与舵偏角具有较高的单调线性度，水平控制力随着舵偏角的增大，变化梯度呈逐渐增大的趋势。

关键词：推力矢量；燃气舵；气动特性；数值仿真

中图分类号：V435 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2013）04-0034-03

StudyonAerodynamicCharacteristicsofGas VaneinSolidRocketMotor

FANGLei1，2，MOZhan1，2，DUChangbao1，WANGJunqi1

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryof

ScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）

Abstract：Numericalsimulationisappliedtostudytheaerodynamicperformanceoftherectangular gasvanethrustvectoringsystemandtheflowfieldsimulationresultsofworkingconditionsunderdifferent vaneconfigurationanddifferentvanedeflectionanglesareattained.Theresultsshowthatboththevertical forceandthehorizontalforceenhancewiththeincreasingofthevanedeflectionangle，whenthevanedeflectionangleaddsintherangeof0°～20°.Theverticalforcechangeshighlinearmonotonewiththevane deflectionangle，whilethegradsofthehorizontalforceaugmentsastheaggrandizingofvanedeflection angle.

Keywords：thrustvector；gasvane；aerodynamiccharacteristics；numericalsimulation

0 引 言

燃气舵推力矢量控制系统具有结构简单、作动力矩小、伺服系统质量小等优点[1-2]，第四代先进近距格斗空空导弹如AIM-9X、MICA、IRIS-T等均采用了燃气舵推力矢量装置。随着燃气舵在战术导弹上的应用，对燃气舵数值仿真研究日益增多。李军[3]对非定常燃气舵绕流场进行了数值分析，给出了舵片受力随时间的变化规律；常见虎等[4]通过对燃气舵流场的仿真，给出了流场的波系结构；刘洋等[5]进行的热仿真分析，得到温度分布随舵偏角变化的规律；杜长宝等[6]对燃气舵造成的推力损失进行了分析与测试；曹熙炜等[7]对特型燃气舵进行了数值模拟分析；莫展等[8]研究了不同高度下带燃气舵发动机尾流场的特性。

本文采用FLUENT软件对某矩形燃气舵推力矢量装置进行仿真分析，得到燃气舵在发动机工作过程中控制力、阻力等气动特性参数，获得该型燃气舵设计的基本规律。

2.2 计算边界条件

远场条件：101000Pa，298K；空气入口边界：101000Pa，298K；出口边界定义为压力出口边界；壁面边界条件为绝热固壁。

将下列参数作为计算的条件和输入参数：发动机平均工作压强10.8MPa；喷管入口温度3156K；燃气比热比1.17；定压比热取2218J/kg・K；燃气分子量25.8″。

2.3 网格生成

对燃气舵尾流场进行全六面体结构网格划分，依据几何特性在舵面附近将网格加密，网格总数约为70万，见图2。

3.1 计算工况

本文分别研究了2片舵、4片舵两种组合方式在5°，10°，15°和20°舵偏角下的气动特性，具体工况条件见表1。

3.2 计算结果

3.2.1 流场情况

通过对燃气舵流场特性分析，发现两片舵的4种工况之间、四片舵的3种工况之间的流场特性具有相似性，以两片舵面同向转动10°（工况2）的流场进行说明。分析基于弹体坐标系：喷管出口截面中心为原点，原点沿弹体轴线指向尾部为X轴，原点指向吊挂方向为Z轴，Y轴按右手螺旋定理取。

两个舵片同时转动时舵面上静压分布如图3所示。由于燃气舵靠近喷管区域迎着出口气流，气流受到压缩，燃气舵面上靠近喷管口区域的压强明显高于远离喷管口的舵面区域，特别是舵前缘根部的压缩最为剧烈，故压强最大。

3.2.2 结果分析

经处理，积分得到舵片及弹体上受到的力，见表2。其中：X为单个转动舵片切向受力；Y为舵片法向受力；Fx为单个转动舵片受力转化到弹体坐标系下的水平控制力（阻力）；Fy为单个转动舵片受力转化到弹体坐标系下的垂直控制力（升力）。舵片受力X，Y与弹体坐标系下的受力由式（2）～（3）进行转换，δ为舵偏角。

Fx=Xcosδ+Ysinδ（2）

Fy=Ycosδ-Xsinδ（3）

由表2可见，舵片上的法向力Y随舵偏角增大而增大；切向力X的变化规律则不明显，两片舵膨胀波。同时可以看到由于激波的存在，激波后的静温较波前也有明显的升高。

将流体域做轴向剖切（x=28.6mm），轴向截时切向力随舵偏角的增加而略有增加，四片舵时切向力随舵偏角的增加而略有降低。

垂直控制力Fy随着舵偏角的增加而增加，在20°以内与舵偏角具有较高的线性度，平均升力梯度45.82N/（°）。水平控制力Fx随着舵偏角增加而增加，变化曲线呈抛物线形，随舵偏角增大，阻力的变化梯度也增大，如图7所示。

此外，由表2可见，在相同的入口参数输入和舵偏角下，舵片受力大小会随舵片个数的不同而产生差异，表明存在舵间干扰。相同偏角的舵片，会因为其他舵片的存在而产生不一样的控制力，但舵间干扰与偏转角度大小并无特定关系，需要进一步研究。

4 结 论

[1]宋振峰.推力矢量技术在空空导弹上的应用[J].航空兵器，1993（3）：26-28.

[2]王永寿.导弹的推力矢量控制技术[J].飞航导弹，2005（1）：54-60.

[3]李军.非定常燃气舵绕流场的数值分析[J].南京航空航天大学学报，2005，37（4）：471-475.

[4]常见虎，李军，周长省，等.推力矢量发动机燃气舵舵间干扰的数值分析[J].固体火箭技术，2008，31（2）：141-144.

[5]刘洋，何国强，刘佩进，等.固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究[J].弹箭与制导学报，2007，27（3）：165-168.

[6]杜长宝，李军.固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试[J].弹箭与制导学报，2010，30（2）：155-157.

[7]曹熙炜，刘宇，谢侃，等.一种特型燃气舵数值模拟分析[J].固体火箭技术，2011，34（1）：5-8.

[8]莫展，白涛涛，郭颜红.带燃气舵的固体火箭发动机尾流仿真[J].弹箭与制导学报，2011，31（2）：120-122.