发动机燃气舵气动特性研究

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1、发动机燃气舵气动特性研究发动机燃气舵气动特性研究摘要：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)04-0034-03StudyonAerodynamicChai'acteristicsofGasVaneinSolidR

2、ocketMotorFANGLeil,2,MOZhanl,2,DUChangbaol,WANGJunqil(1.ChinaAirborneMiss订eAcademy,Luoyang471009,China；2.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons,Luoya.ng471009,China)Abstract：NumericalsimulationisappliedtostudytheaerodynaHiicperfornianceoftherectangulargasvanethrustvector

3、ingsystemandtheflowfieldsimulationresultsofworkingconditionsunderdifferentvaneconfigurationanddifferentvanedeflectionanglesareattained.Theresultsshowthatboththeverticalforceandthehorizontalforceenhancewiththeincreasingofthevanedeflectionangle,whenthevanedeflectionangleaddsintheirangeofCT〜20°.Thever

4、ticalforcechangeshighlinearmonotonewiththevanedeflectionangle,whilethegradsofthehorizontalforceaugmentsastheaggrandizingofvanedeflectionangle・Keywords：thrustvector；gasvane；aerodynamiccharacteristies；numerica.1simulation0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］,笫四代先进近距格斗空空导弹如AIM-9X.MICA.IRIS-T等均采用了

5、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木规律。2.2计算边

6、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，依据儿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。2.2计算结果3.2.1流场情况通过对燃气舵流场特性

7、分析，发现两片舵的4种工况Z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