0 引言
随着世界各国武器装备技术的发展,为了应对日益加剧的弹道导弹武器威胁,越来越多的导弹防御系统已相继部署。动能拦截弹便是伴随着美国的“战略防御倡议”(strategic defense initiation,SDI)计划实施并迅速发展起来的一种新型武器,其战略目标主要是应用于防御弹道导弹及对空中目标卫星的精确打击。动能拦截器(kinetic kill vehicle,KKV)作为动能拦截弹的核心组成部分,是一种高精度、高机动、高智能、信息高度密集的信息化武器,采用了自寻的技术,通过自主探测、制导与控制实现“零控脱靶量”的直接碰撞要求[1]。
姿控发动机是KKV的关键系统,其推力控制方案有变燃气流率方案和脉宽调制变推力方案两种,其中,附壁射流式方案利用燃气相互作用改变燃气流向实现变推力,与其他方案相比,结构简单,可靠性高,动态特性好,系统动态响应速度存在天然优势。众多研究者针对该方案展开了试验和数值研究。Roger等[2]对标准-3导弹中姿控阀所采用的附壁射流放大双稳方案进行了数值研究,获得了内流场特性。平浚等[3]研究了从附壁射流低压涡流区内抽吸空气时射流的运动特性。Kim等[4]对科恩达射流元件进行性能优化,主要研究两个重要参数喷嘴的喉部间隙与滞压比对附壁射流特性的影响;杨旭[5]通过仿真手段研究了位差、侧壁倾角、控制口宽度等结构参数及控制流量对射流参数的影响。Heo等[6]对附壁射流阀进行了试验研究,获得了附壁射流响应时间为6~7 ms。文中对附壁射流式姿控发动机的流场动态特性进行了数值研究,为发动机设计提供依据。
1 物理模型与计算方法
1.1 物理模型
附壁射流式姿控发动机使用先导电磁执行机构实现燃气放大控制。如图1所示,燃气从燃气发生器经主气流入口流入,一小部分作为控制气流通过控制气流出口流入电磁先导阀进行方向切换,然后控制气流由控制气流入口流入,主气流在控制气流的射流作用下向一侧附壁,并经换向装置最终通过喷管流出实现推力输出(图中所示为电磁执行机构选择控制气流1流通,主气流由喷管2流出),如此控制主气流的方向,实现弹体姿态或者轨道上单方向正负2个矢量的推力。
1.2 数值计算模型
姿控发动机内流场是一个三维、非定常、多相的湍流流动、传热过程,流动情况非常复杂,必须进行假设和简化,具体如下:
1)流动为定常流动;
2)壁面为绝热的,整个流场与外界无热交换,流动为绝热流动;
3)气体为理想气体,符合状态方程P=ρRT。
采用Fluent软件进行流场计算。湍流模型采用k-ω SST模型,二阶迎风格式离散。计算的收敛准则为:连续方程、动量方程、能量方程以及各组分的输运方程的残差下降3个数量级以上,且流场出入口流量稳定。
姿控发动机数值仿真计算模型如图1所示,包括燃气发生器喷管、附壁射流元件(即从燃气发生器出口到喷管前扰流装置之前的部分)、换向装置和外喷管等。生成的计算网格为六面体与四面体的混合网格,考虑湍流附面层影响,网格在壁面附近进行加密。文中计算中涉及到的边界条件有如下三类:入口压力边界条件、固体壁面边界条件和出口压力边界条件。
2 计算结果与分析
2.1 切换过程流场分析
以流道中马赫数的分布变化为例说明推力切换过程中的流场变化。图2~图5给出了不同时刻马赫数分布,由图可见,附壁射流元件的主射流口处流动均为亚音速流动。在初始时刻右侧控制气流连通,主气流完全沿附壁射流元件左壁流动并全部由左侧喷管喷出。此时切换控制气流的方向,使左侧控制气流发挥作用。在射流点处形成一个小型涡流,使得原先附壁的左侧壁面发生流动分离,且随着时间的推移涡流逐渐扩大并向前移动。与此同时主气流开始附着于右侧壁面,随着时间推移附壁面积逐渐增大直至稳定附壁。随着流动的进一步发展,换向拨片右侧压力逐渐升高,拨片上的合力逐渐减小至0,随后反向,并推动拨片在换向通道内移动,使右侧喷管打开,主气流从右侧喷管喷出。当流动发展稳定后,主气流完全由右侧喷管喷出,与初始状态相对称。以上是推力切换的整个过程,同理当控制气流由左侧变为右侧时,推力则由右侧切向左侧,与上述过程相对称。
2.2 压力流量特性分析
从以上分析看出,附壁射流元件性能对整个发动机推力切换至关重要,将其计算结果取出单独研究。为方便讨论,设无量纲流量 = / ,其中 为燃气发生器产生的主气流流量。图6为控制气流无量纲流量,图7为附壁射流元件出口无量纲流量。由图6可以看出,控制气流在切换初始的0.05 ms内迅速由0升高至0.18,该时刻起,控制气流与主气流发生作用,附壁射流元件两侧出口流量迅速交换,变化曲线如图7所示,左侧出口流量急剧降低,同时右侧出口流量急剧升高,至0.10 ms,流量变化速率减缓,直至0.20 ms控制气流和主气流出口无量纲流量不再随时间发生变化,可以认为附壁射流元件内流动发展至稳定阶段。经计算稳定时两侧分流比例约为6.1∶1。
2.3 推力切换动态响应分析
主气流经过附壁射流元件分流后,进入到扰流装置,并在换向拨片两侧形成压力差,推动拨片在通道内移动,拨片的位置决定了喷管总推力的方向,此为推力切换的最终表现形式。设无量纲力 =F/Fmax,无量纲位移 =s/smax,其中Fmax为拨片整个运动过程中最大合力,smax为拨片运动行程。图8为拨片在通道内所受合力及位移随着切换时间的变化曲线。可以看出,初始时刻,拨片所受合力向右,且为最大值。控制气流切换方向后,拨片所受合力急剧减小,约0.1 ms 时,拨片合力为0,处于受力平衡状态。在0~0.1 ms内,由于拨片位于行程右侧的极限位置,所以拨片位移始终为0。此后随着时间推移,拨片合力反向增大,拨片开始向左发生位移。0.15~0.2 ms内,拨片合力在最大值附近小幅波动,拨片位移继续增大,在0.2 ms位移达到0.45。在0.28 ms拨片达到行程左侧极限位置,此后位移不再随着时间发生变化。
图9为发动机无量纲推力随时间的变化曲线。在0.12 ms之前,发动机推力方向向左,大小保持不变。随后在0.12~0.22 ms内,推力先缓慢减小后急剧减小,0.22 ms降为0,之后推力切换到相反的方向,至0.3 ms附近时达到稳定。需要注意的是,推力开始发生变化的时间与拨片作动时间相比,存在0.02 ms 的滞后,此时间为流动发展所需时间。由以上分析可知,推力切换响应时间为0.3 ms。
2.4 计算结果可靠性验证
目前公开发表的附壁射流式姿控发动机流场方面试验及数值研究的文献较少。图10为标准-3导弹姿控发动机换向拨片受力随切换时间的响应仿真曲线,在0.32 ms时,换向拨片上的合力减小至0并开始反向增大,作动开始;至0.54 ms时拨片受力的值等于作动前的反方向力,可以认为作动完成,作动时间为0.22 ms。图10与图8文中计算所得换向拨片受力曲线基本一致,从切换初时刻到拨片开始作动的时间为0.32 ms较文中计算的0.10 ms更长,这是由于标准-3轨控发动机具有两级附壁射流结构,第一级的附壁射流元件输出作为第二级的控制气流,因此射流发展时间更大;而拨片作动时间0.22 ms比文中计算的作动时间0.18 ms略长,但处于合理范围之内。
3 结论
对附壁射流式姿控发动机内流场动态特性进行了数值研究,详细分析了附壁射流动态特性和推力切换响应特性。
1)得到了发动机工作过程中,主气流和控制气流作用发生射流附壁及流动分离等流场特征发展的整个演化过程。
2)得到了发动机工作过程中,从控制气流换向到最终完成推力切换整个过程的流场动态特性及换向拨片作动过程动态响应特性。
3)附壁射流元件分流输出比例为6.1∶1;附壁射流元件中形成附壁并发展稳定历时0.15 ms,换向拨片作动时间为0.18 ms;发动机推力切换时间为 0.3 ms。
以上成果,可以对进一步研究姿控发动机的姿态控制特性及规律提供参考。