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1、国防科学技术大学硕士学位论文固液火箭发动机燃烧室工作过程数值模拟姓名：诸毓武申请学位级别：硕士专业：航空宇航推进理论与工程指导教师：杨涛20051101国防科学技术大学研究生院学位论文图目录图1 18 0 6 研究所中2 6 0 发动机首次试车4图1 2 西北工业大学8 5 H 2 0 2 一P E 固液火箭发动机及试验台4图2 1 混合燃烧示意图9图2 2 混合燃烧温度与速度分布1 0图2 3 浓度分布图1 0图2 4 混台燃烧火焰照片1 0图2 5 发动机示意图l l图2 6m 7 0 6 发动机整体温度分布2 0图2 70 7 0 6 发动机对称面和中心截面温度分布2 l图2 8 m 7
2、 0 6 发动机对称面和中心截面N 0 2 质量分数分布2 3图2 9 中7 0 6 发动机对称面和中心截面0 2 质量分数分布2 4图2 ，l Om 7 0 6 发动机对称面和中心截面c H 6 质量分数分布2 5图2 1lm 7 0 6 发动机扰流腔中心截面温度分布2 6图2 1 2m 7 0 6 发动机扰流腔中心截面N 0 2 质量分数分布2 7图2 1 3m 7 0 6 发动机扰流腔中心截面c 4 H 6 质量分数分布2 7图2 1 40 7 0 6 发动机扰流腔中心截面速度矢量2 8图2 1 5 中7 0 6 发动机距第一段装药前端面5 m m 横截面温度分布2 9图2 1 6 0
3、7 0 6 发动机距第一段装药前端面5 m m 横截面N 0 2 质量分数分布2 9图2 1 7 母7 0 6 发动机距第一段装药前端面5 m m 横截面c 4 6 质量分数分布3 0图2 1 8m 7 0 6 发动机前封头中心截面速度矢量3 0图2 1 9m 7 0 6 发动机第一扰流腔中间横截面温度分布3 1图2 2 0 巾7 0 6 发动机第一扰流腔中间横截面N 0 2 质量分数分布一3 2图2 2 1m 7 0 6 发动机第一扰流腔中间横截面c 4 H 6 质量分数分布3 2圈2 2 2 中7 0 6 发动机第二扰流腔中间横截面温度分布3 3图2 2 3 由7 0 6 发动机第二扰流腔
4、中间横截面N 0 2 质量分数分布3 3幽22 4m 7 0 6 发动机第二扰流腔中间横截面c 4 H 6 质量分数分布3 4劁2 2 5m 7 0 6 发动机第二段装药温度分布3 5图2 2 6m 7 0 6 发动机第二段装药N 0 2 质量分数分布3 5【芏l2 2 7 中7 0 6 发动机第二段装药c 4 H 6 质量分数分布，3 6削2 2 8 第一段装药中心截面速度分布，3 6第i i i 页国防科学技术大学研究生院学位论文第一章绪论1 1 课题的研究背景固体战术导弹为了控制射程，在达到预定的飞行高度、飞行速度时要终止推力，打开反向喷管，反向发动机工作，进行反向喷流，产生负推力，实现
5、头体两级分离，这是常用的有效控制方案。导弹头体分离控制为导弹后来的机动变轨、导弹突防提供有力保障，在导弹作战及攻防战中起到重要的作用【“。高能量的推进剂在燃烧室里燃烧，产生高温高压燃气经由喷管加速，以高速射向周围的环境介质。当喷管出口压强与环境压强的比值较小时，如低空喷流，燃气流的膨胀趋势将受到环境介质的严重干涉，燃气流与环境介质之问的作用很强，反喷管的膨胀气流受到环境介质的阻碍，气流的空间膨胀发展受到限制。当高速来流与反向喷流相互作用时，进一步阻碍了喷流流场的发展，使得喷流流态发生变化，来流气体把反向喷流燃气向喷流后方吹去，并将呈现出膨胀波与压缩波的相互作用现象。当喷管出口压强与环境压强的比
6、值很大时，如高空喷流，在高空低压低密度情况下，环境介质的阻碍作用显得很小，无法阻止高压高速燃气流的膨胀趋势，反向喷流的膨胀趋势盖过来流气体对它的压缩作用，反向燃气流迅速的向空间膨胀，膨胀流场空间发展尺度相当大，反喷流的影响域将覆盖很大的范围，甚至影响到整体飞行器。在高空导弹头体分离过程中，反向燃气流经喷管出口膨胀加速后撞击分离体，与分离体相互作用，形成复杂的喷流流场。反向燃气流对再入体及体后变轨舱表面产生附加的作用力和作用热，这些附加效应，必将对弹体材料强度及弹内仪器正常工作产生一定的影响，同时影响导弹的正常飞行姿态。推进器所使用的推进荆类型及工作方式的不同使得喷管内流场流动出现多样性，如气固
7、两相流场、双组元流场等，同时将直接影响到喷流的化学组分及流场特性。随着级间分离距离的不断加大，发动机燃烧室的工作环境也在不断的变化，因而喷管的出口参数也处于变化之中，这就决定了导弹的头体分离过程是一个典型的非定常过程。因此，对高空导弹头体分离过程反向喷流流场进行数值模拟研究，分析反向喷流对再入体及变轨舱气动力特性的影响，将为弹道精度、后效误差分析及头体分离方案设计提供依据，具有重要的理论意义和工程应用参考价值。固液火箭发动机通常是指使用液体氧化剂和固体燃料为推进剂的组合型火箭发动机。与固体火箭推进剂发动机和液体火箭推进剂发动机相比，固液火箭发动机像这两种发动机相“混合”的产物。随着火箭推进技术
8、的不断发展，以化学能源为推进动力的火箭发动机由液体火箭发动机、固体火箭发动机、固液火箭发动机和火箭冲压发动机等类型。固液火箭发动机在液体火箭发动机发展的早期就诞生了，己不是新的概念。第t 页国防科学技术大学研究生院学位论文目前，导弹技术和航天技术的发展开始对火箭动力系统提出了更高的要求。低成本、高安全性、高可靠性，发动机低信号特征、对环境无污染等目标成为火箭发动机研究的新课题。能满足要求的新型高性能推进工具的产生是一种历史的必然。正是在这一条件下，上世纪八、九十年代国外同液火箭发动机取得重大突破，弥补了固体和液体发动机的不足，可以为导弹总体设计提供更多的思路，已经成为现阶段先进动力装置研究的热
9、点。固液火箭发动机有很多优点。从结构上来说，固液火箭发动机比液体火箭发动机简单，与液体火箭发动机相比，缺少了液体燃料贮箱和燃料输送系统，固体燃料存放在燃烧室内而不是像液体火箭发动机那样有单独的燃烧室。固体燃料密度高于液体燃料，同样性能的固液火箭发动机的体积将小于液体火箭发动机的体积。同时，液体氧化剂预包装技术的成熟，简化了操作，增加了灵活性。采用液氧为氧化剂，橡胶、塑料等为燃料的固液火箭发动机，其比冲高于固体火箭发动机与液氧一煤油类液体火箭发动机的比冲接近，其密度比冲比液体火箭发动机高。新型三组元固液火箭发动机的真空比冲高于5 5 0 s ，是目前已知的能量最高的化学能火箭发动机。由于燃料和氧
10、化剂分离固液火箭发动机具有和液体火箭发动机一样的关机、重复启动和推力调节的能力，并且可以利用液体氧化剂冷却喷管和燃烧室，实现发动机的大推力和长时间工作。固液发动机最主要的特点是氧化剂和燃烧剂分开装载，燃烧室中只是纯固体燃料，液体氧化剂贮存在贮箱中。只有在启动时，即增压输送系统将氧化剂喷入燃烧室固体燃料通道后，才能接触而燃烧，且混合燃烧基本只沿氧化剂喷入通道进行。因此，其工作方式不同于固体火箭发动机，它对脱粘等缺陷不敏感，不会由于脱粘而导致发动机室压著增甚至破坏，而对固体火箭发动机，同样的缺陷将造成灾难性事故。从系统的角度来看，当火箭爆炸或涡轮断裂等事故时，固体或液体助推器会随之发生严重爆炸。但
11、固液混合助推器则一般不会出现这种结果，因为存固体燃料只有与喷入的液体氧化剂接触后才能燃烧。所以，在运输和贮存期间，只要氧化剂与固体燃料的混合处于有效控制之下，即使由外部损伤，固液火箭发动机也不会发生燃烧。固体火箭发动机排出的燃烧物含氯化氢和氧化铝，会严重污染环境；可贮存液体火箭发动机的燃烧排出物也存在同样的问题。而固液火箭发动机可选用液氧固态烃作为推进剂，其燃烧产物极为洁净，不会引起环境污染。在当今提倡环境保护的时代，发展固液火箭推进技术无疑是顺应时代潮流的。固液发动机与液体火箭发动机相比，结构简化必然降低了它的制造成本；与固体火箭发动机相比，固体燃料比固体火箭推进剂成本低得多，并且易于加工制
12、造。固液火箭发动机的固体燃料接触到氧化剂( 如硝酸) 可以自燃着火( 无需点火装置) ，这样可以控制氧化剂流量以及开关，实现多次启动和关机，即可进行推力和燃烧时间的调解，实现火箭的变轨；同时，固液火箭发动机对无线电信号干扰小，弹的隐身性好。这对于军事上躲避侦察和拦截具有重要意义。第2 页国防科学技术大学研究生院学位论文虽然存在上述种种优点，固液火箭发动机也有许多不足之处。从发动机结构上说，它的制造难度无疑超过了固体火箭发动机。由于存在液体氧化剂，固液火箭发动机使用性比固体火箭发动机差。其贮存性、维护性和发射操作性都不如固体火箭发动机。由于固液火箭发动机氧化剂和燃料扩散燃烧，所有的固液火箭发动机
13、都存在燃料退移速率过低的问题。一般燃料退移速率小于5 锄s ，纯碳氢燃料的退移速率甚至小于l 姗s ，给发动机装药设计带来了困难。可以通过在硝酸中加入有可溶的催化剂( 如F e C l ，、N H 。N 0 。、C u 。O ) 可较大幅度地提高燃速和降低着火延滞期；另外，提高氧化剂流通量、增加扰流板等措施，都可以明显提高燃料的退移速率。固液火箭发动机的燃烧效率低，一般为8 0 一9 0 “1 。在液体和固体火箭发动机中，氧化剂和燃料都是在充分混合的情况下燃烧的，燃烧很充分。而固液火箭发动机氧化剂和燃料的燃烧属于扩散燃烧，氧化剂气体和燃料热解气体靠扩散混合，混合程度较差。一般在固液火箭发动机中
14、都设有补燃室，目的是使未完全燃烧的氧化剂气体和燃料热解气体进一步燃烧，提高燃烧效率。在发动机的头部增设预燃室、尾部配置补燃室可使燃烧效率有一定提高；发动机中部配置扰流板，不仅可以提高燃烧效率同时也可以的提高燃料退移燃速。另外氧化剂和燃料的配比对固液火箭发动机的比冲影响大“1 。在最佳配比时，发动机有最大的比冲。在发动机节流调整推力时，燃料的流量无法调节，氧化剂和燃料的配比发生变化致使发动机的比冲降低甚至工作不稳定。而在液体火箭发动机节流时，可以同时调整氧化剂和燃料的流量，比冲可以保持不变。由于固液火箭发动机有以上的优点和不足之处，因此，对固液火箭发动机燃烧流动机理进行研究具有熏要意义。1 2 固液火箭发动机研究概况固液火箭发动机的研究最早始于二十世纪三十年代。1 9 3 3 年苏联s P K O v O L E v发展了世界上第一台混合火箭发动机，采用液氧一松香固化的汽油为组合推进剂。四十年代中期，C a l i f b r n j aR o
