火箭助推艦載機(jī)起飛過程燃?xì)饬鲌?chǎng)仿真研究

原衛(wèi)華，畢世華，曹茂盛

(北京理工大學(xué)　a.宇航學(xué)院； b.材料學(xué)院，北京　100081)

火箭助推艦載機(jī)起飛過程燃?xì)饬鲌?chǎng)仿真研究

原衛(wèi)華a，畢世華a，曹茂盛b

(北京理工大學(xué)a.宇航學(xué)院； b.材料學(xué)院，北京100081)

摘要：火箭助推是艦載機(jī)的一種新型起飛方式，受到了普遍重視；對(duì)有火箭助推和無(wú)火箭助推兩種情況下艦載機(jī)起飛過程的燃?xì)馍淞鬟M(jìn)行了仿真研究；采用雷諾平均建立了燃?xì)饬鲌?chǎng)的三維計(jì)算模型，對(duì)導(dǎo)流板在45°工況下，射流對(duì)導(dǎo)流板的沖擊力及導(dǎo)流板面的溫度進(jìn)行了模擬計(jì)算；研究了導(dǎo)流板的材料屬性、合理的散熱方法對(duì)導(dǎo)流板面的溫度和熱強(qiáng)度的影響。

關(guān)鍵詞：射流溫度；壓力；雷諾平均模擬；材料

研究艦載飛機(jī)的新型起飛方式，火箭助推式發(fā)射，對(duì)于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的射流排導(dǎo)問題解決是關(guān)鍵所在。燃?xì)饬髋艑?dǎo)的目的在于減輕對(duì)甲板面的沖擊和燒蝕，從而起到降溫導(dǎo)流作用。采用導(dǎo)流板導(dǎo)流，研究合理的導(dǎo)流板材料和傾斜角度，使射流在導(dǎo)流板上的溫度、沖擊力對(duì)飛機(jī)影響最小，都達(dá)到最優(yōu)化，解決工程實(shí)際問題，均有著重要意義。

本文利用已知的計(jì)算流體力學(xué)方法，結(jié)合軟件計(jì)算分析方法，對(duì)燃?xì)馍淞鞯臏囟龋瑝毫M(jìn)行數(shù)值模擬，對(duì)射流的結(jié)果進(jìn)行分析，從而了解射流的基本特點(diǎn)，尋求合適的導(dǎo)流板材料及角度，使燃?xì)饬髟趯?dǎo)流板上的溫度，沖擊都達(dá)到最優(yōu)化，從而進(jìn)一步研究最佳導(dǎo)流結(jié)構(gòu)。

1基本理論

在對(duì)射流的溫度，壓力計(jì)算時(shí)，主要用到流體力學(xué)控制方程，數(shù)值模擬方法。流體流動(dòng)要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括：質(zhì)量守恒定律、動(dòng)量守恒定律、能量守恒定律，并且對(duì)具體的研究問題有不同的表達(dá)形式。此外，這些方程的求解也需要邊界和初始條件。

質(zhì)量守恒方程為

(1)

動(dòng)量守恒微分方程為

(2)

其中Ι=(δij)為單位張量，Γ=(τij)為粘性應(yīng)力張量，對(duì)于牛頓流體有

(3)

能量守恒方程為

(4)

f(p,ρ,T)=0,h=(h(p,T),μ=μ(p,T),μ′=μ′(p,T),k=k(p,T)。流場(chǎng)中有6個(gè)基本變量，及速度的3個(gè)分量Vx、Vy、Vz，壓強(qiáng)p,密度ρ和溫度T，上述基本方程組是封閉的，但要求它還必須給定初始條件和邊界條件。

1) 初始條件。初始條件即為給定初始時(shí)刻t0所對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)中個(gè)各物理量，即：V=V(x,y,z,t0),p=(p,x,y,z,t0),ρ=ρ(x,y,z,t0)。

2) 邊界條件。邊界條件是任意時(shí)刻在其邊界上物流量都能滿足的條件。

從原理上講，N-S方程描述了完整的流動(dòng)現(xiàn)象，其中包含了湍流流動(dòng)的所有現(xiàn)象。然而，湍流的尺度范圍很廣，湍流的最小尺度比其最小尺度小很多個(gè)量級(jí)，以目前的計(jì)算條件，求解包含所有湍流的完整流場(chǎng)是不大現(xiàn)實(shí)的。在工程應(yīng)用中，人們玩玩只關(guān)注流體流動(dòng)的統(tǒng)計(jì)特性和平均特性，在這種情況下，雷諾平均方程得到廣泛應(yīng)用。

雷諾平均方程就把N-S方程中的瞬時(shí)變量分解成平均量和脈動(dòng)量?jī)蓚€(gè)部分。對(duì)于速度有

(5)

類似地，對(duì)于壓力等其他標(biāo)量，也有

(6)

對(duì)于密度變化的流動(dòng)過程中，需采用法夫雷平均進(jìn)行處理。法夫雷品均就是除壓力和密度本身以外，所有變量都用密度加權(quán)平均。變量的密度加權(quán)平均定義如下

(7)

把式(7)代入瞬時(shí)連續(xù)行方程、動(dòng)量方程和標(biāo)量運(yùn)輸方程，并去平均(去掉平均速度上的橫線)，可以獲得其再笛卡爾坐標(biāo)系上的張量形式

(8)

2計(jì)算模型

本論文所研究的是模擬艦載機(jī)起飛過程中產(chǎn)生的射流情況，在給定工況的初始條件下，計(jì)算飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)和助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)射流變化情況，驗(yàn)證此次仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。艦載機(jī)射流排導(dǎo)模型如圖1所示。

圖1　火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)

由于是軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，為減小計(jì)算量，可只選取1/2結(jié)構(gòu)對(duì)其進(jìn)行仿真。在進(jìn)行數(shù)值仿真之前，必須對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行初始化，即所謂的初始條件。本次數(shù)值計(jì)算中，整個(gè)初始流場(chǎng)取外邊界條件，即取周圍靜止大氣的參數(shù)：P=101 325 Pa，T=300 K，v=0 m/s。

邊界條件的處理方式對(duì)于方程組的數(shù)值求解非常重要。本次仿真計(jì)算中，計(jì)算區(qū)域的邊界條件有進(jìn)、出口邊界條件和壁面邊界條件。

1) 壓力入口邊界條件。壓力入口的邊界條件即噴管入口處的條件，結(jié)合實(shí)際，取火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管壓力P=7 MPa，T=3 000 K；飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管壓力P=1 MPa，T=1 000 K。

2) 壓力出口邊界條件。出口條件與外界大氣相符，P=101 325 Pa，T=300 K。

3) 壁面邊界條件。在數(shù)值模擬的過程中，甲板表面、發(fā)動(dòng)機(jī)表面等固壁處采用壁面邊界條件。壁面邊界條件中，物面邊界采用無(wú)滑移壁面和絕熱壁面邊界條件，近壁面湍流計(jì)算采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法處理。

3結(jié)果與討論

3.1　射流計(jì)算的結(jié)果

工況1：有火箭發(fā)動(dòng)機(jī)情況下，導(dǎo)流板角度在45°時(shí)的模擬仿真計(jì)算結(jié)果。

1) 圖2和圖3所示為底板及導(dǎo)流板的壓力和溫度云圖。由圖2可見，壓力最大值出現(xiàn)在導(dǎo)流板上與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)應(yīng)的位置，因?yàn)轱w機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)離導(dǎo)流板較近，飛機(jī)的尾焰直接沖擊到導(dǎo)流板上，形成兩個(gè)高壓區(qū)域。由圖3溫度云圖可見，導(dǎo)流板上溫度最大的位置也是出現(xiàn)在與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)的位置。助推器尾焰對(duì)底板產(chǎn)生燒蝕作用。導(dǎo)流板對(duì)助推器尾焰和飛機(jī)尾焰起到導(dǎo)流的作用。

2) 圖4和圖5所示為導(dǎo)流板的壓力和溫度云圖。由圖4和5可見，壓力和溫度最大值出現(xiàn)在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)應(yīng)的位置。

圖2　底板及導(dǎo)流板的壓力云圖

圖3　底板及導(dǎo)流板的溫度云圖

圖4　導(dǎo)流板的壓力云圖

圖5　導(dǎo)流板的溫度云圖

3) 圖6和圖7所示為底板的壓力和溫度云圖。由圖6可見，底板的最大壓力出現(xiàn)在底板與導(dǎo)流面接觸的位置，這是因?yàn)樯淞髟谂c其成正方向的位置遇到導(dǎo)流板的阻擋，產(chǎn)生一個(gè)較小的高壓區(qū)域。由圖7底板的溫度云圖可見，助推器的尾焰對(duì)底板溫度產(chǎn)生燒蝕，產(chǎn)生一個(gè)射流核心區(qū)。

圖6　底板的壓力云圖

圖7　底板的溫度云圖

工況2：沒有火箭發(fā)動(dòng)機(jī)情況下，導(dǎo)流板角度在45°時(shí)的射流及排導(dǎo)情況。

1) 如圖8所示為甲板和導(dǎo)流板的溫度云圖：導(dǎo)流板上溫度最大的位置也是出現(xiàn)在與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)的位置。導(dǎo)流板對(duì)飛機(jī)尾焰起到導(dǎo)流的作用。

2) 如圖9所示為甲板和導(dǎo)流板的壓力云圖：壓力最大值出現(xiàn)在導(dǎo)流板上與飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)應(yīng)的位置，因?yàn)轱w機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)離導(dǎo)流板較近，飛機(jī)的尾焰直接沖擊到導(dǎo)流板上，形成兩個(gè)高壓區(qū)域。導(dǎo)流板對(duì)飛機(jī)尾焰起到導(dǎo)流的作用。

3) 如圖10所示為導(dǎo)流板溫度云圖：溫度最大值出現(xiàn)在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)應(yīng)的位置，與工況1圖相同。

4) 如圖11所示為導(dǎo)流板壓力云圖：壓力最大值出現(xiàn)在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)正對(duì)應(yīng)的位置，與工況1圖相同。

圖8　甲板和導(dǎo)流板的溫度云圖

圖9　甲板和導(dǎo)流板的壓力云圖

圖10　導(dǎo)流板的溫度云圖

圖11　導(dǎo)流板壓力云圖

5) 如圖12所示為甲板溫度云圖：底板的最大溫度出現(xiàn)在底板與導(dǎo)流面接觸的位置，這是因?yàn)樯淞髟谂c其成正方向的位置遇到導(dǎo)流板的阻擋，速度瞬間為零，產(chǎn)生熱量，溫度急劇上升。

6) 如圖13所示為甲板壓力云圖：由圖13可見，底板的最大壓力出現(xiàn)在底板與導(dǎo)流面接觸的位置，這是因?yàn)樯淞髟谂c其成正方向的位置遇到導(dǎo)流板的阻擋，產(chǎn)生一個(gè)較小的高壓區(qū)域。

圖12　甲板溫度云圖

圖13　甲板壓力云圖

3.2　不同工況導(dǎo)流板和甲板的溫度對(duì)比

圖14和圖15分別是有火箭助推底板及導(dǎo)流板的溫度云圖和無(wú)火箭助推底板及導(dǎo)流板的溫度云圖。選擇金屬材料的熔點(diǎn)在核心區(qū)域要高，溫度核心區(qū)可采取合金鋼或者耐溫更高，抗氧化，抗腐蝕的合成材料，如造船用鋼，這種鋼的強(qiáng)度比較高，綜合性能比較好，并具有耐腐蝕、耐磨、耐高溫以及較好的切削性能、焊接性能等。核心區(qū)域最高溫度大約在970 K左右，選材時(shí)需用耐高溫的材料，抗氧化性強(qiáng)，可多次使用，同時(shí)導(dǎo)熱性能良好，易于散熱。適當(dāng)節(jié)約成本。通過查表1，以下選材均滿足需求：

Q345，Q390等耐高溫，耐腐蝕，焊接性能良好，導(dǎo)熱性能好；Q420強(qiáng)度大，熔點(diǎn)高，耐腐蝕，導(dǎo)熱性能好，多用于大型船舶，高壓容器等構(gòu)件；

Q295.Q345，抗拉強(qiáng)度大于500 MPa以上，伸長(zhǎng)率大于20%以上；

Q390，Q420，Q460抗拉強(qiáng)度均在550 MPa以上，伸長(zhǎng)率約在20%左右。以上材料均符合需求。同時(shí)為了及時(shí)的給導(dǎo)流板降溫，使得飛機(jī)的起飛發(fā)射間隙縮短，可以在導(dǎo)流板后布置散熱管，用水流進(jìn)行冷卻散熱。

圖14　(有火箭)底板及導(dǎo)流板的溫度云圖

圖15　(無(wú)火箭)底板及導(dǎo)流板的溫度云圖

名稱熔點(diǎn)/℃熱導(dǎo)率/(W/(m·℃))比熱容/(W/(m·℃))灰鑄鐵120046.4~92.8544.3鑄鋼1425—489.9軟鋼1400~150046.4502.4黃銅95092.8393.6青銅99563.8385.2紫銅1083392376.9鋁658203904.3錫32734.8129.8錫22362.6234.5鋅419110393.6鎳145259.245.2

3.3　不同工況甲板和導(dǎo)流板的沖擊壓力對(duì)比

如圖16和圖17分別是有火箭助推底板及導(dǎo)流板的壓力云圖和無(wú)火箭助推底板及導(dǎo)流板的壓力云圖。選擇耐沖壓材料在核心區(qū)域，如低合金高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)鋼，造船用鋼等，這種鋼的強(qiáng)度比較高，綜合性能比較好，并具有耐腐蝕、耐磨、耐高溫以及較好的切削性能、焊接性能等。強(qiáng)度高可以減少?zèng)_擊對(duì)導(dǎo)流板損壞，同時(shí)適當(dāng)節(jié)約成本。導(dǎo)流板上最大壓力約在1.08 MPa左右，故選擇鋼材時(shí)考慮，金屬材料的耐沖壓性能。通過查表2和表3，以下材料均滿足需求：

Q235，Q275具有良好的沖壓性和焊接性，具有較高強(qiáng)度，屈服點(diǎn)均在250 MPa以上；Q460強(qiáng)度大，有良好的韌性，綜合力學(xué)性能良好，用于大型結(jié)構(gòu)及要求強(qiáng)度大，載荷大的輕型結(jié)構(gòu)；

優(yōu)質(zhì)碳素鋼12MnV綜合性能良好，耐高溫，成本低，多用于船體和橋梁等。16Mn，15MnV都有更高的強(qiáng)度，抗拉強(qiáng)度在400 MPa以上，屈服點(diǎn)均在250 MPa以上；

14MnVTiRe，15MnVN均有綜合良好性能，有良好的焊接性和沖壓性，多用于船舶。以上材料均有較高強(qiáng)度，能夠承受燃?xì)饬鞯臎_擊，可以滿足工程需要。

圖16　(有火箭)底板及導(dǎo)流板的壓力云圖

圖17　(無(wú)火箭)底板及導(dǎo)流板的壓力云圖

材料狀態(tài)硬度HBS鋼退火80~220淬火和回火225~400淬火400~600表面滲碳600~750裝甲硬化900~1250鑄鐵灰鑄鐵100~250白口鑄鐵550~650硬鋁退火40~55經(jīng)過熱處理的90~120硅鋁合金鑄造50~65經(jīng)過熱處理的65~100巴氏合金鑄造18~30鉛青銅鑄造20~25鋁退火,冷軋20~50銅退火,冷軋,冷精軋20~55

表3　材料許用應(yīng)力表

4結(jié)論

統(tǒng)籌各種因素，從材料，角度，散熱等方面進(jìn)行改進(jìn)：從實(shí)用和經(jīng)濟(jì)角度考慮，射流核心區(qū)導(dǎo)流板選用鋼板Q420，Q460，優(yōu)質(zhì)碳素鋼12MnV，15MnV等。導(dǎo)流板45°情況下，導(dǎo)流情況良好，防止射流干擾影響其他飛機(jī)的安全,起到了火箭助推起飛艦載機(jī)的目的。故符合實(shí)際需求。同時(shí)在后續(xù)工程中，可以在導(dǎo)流板另一側(cè)加散熱管道用水流冷卻，使得飛機(jī)的起飛發(fā)射間隙縮短，增大單位時(shí)間內(nèi)起飛架次，從而達(dá)到優(yōu)化設(shè)計(jì)目的。

參考文獻(xiàn)：

[1]徐強(qiáng).火箭彈發(fā)射過程中沖擊流暢壓力和溫度實(shí)驗(yàn)測(cè)量[M].南京：南京理工大學(xué)，2003.

[2]李志剛.火箭燃?xì)馊S復(fù)雜流場(chǎng)的數(shù)值模擬與工程應(yīng)用[D].南京:南京理工大學(xué),1999.

[3]楊立平.常用金屬材料手冊(cè)[M].福州：福建科學(xué)技術(shù)出版社，2006:15-100.

[4]傅德彬.燃?xì)馍淞鲃?dòng)力學(xué)的計(jì)算與分析[M].北京理工大學(xué),2010:1-78.

[5]王漢平.火箭導(dǎo)彈發(fā)射裝置設(shè)計(jì)[M].北京：北京理工大學(xué)出版社，2007:100-230.

[6]陶文銓.數(shù)值傳熱學(xué)[M].2版.西安：西安交通大學(xué)出版社，2001:130-200.

[7]Yuan L L.Large-eddy simulations of a round jet in crossflow[J].Fluid Mech,1999,37(9):71-104.

[8]Peter H Z.From tensor modeling to matrix computer code:Effective flight simulation development[R].AIAA-96-3507-CP,1996.

(責(zé)任編輯周江川)

收稿日期：2015-01-15

作者簡(jiǎn)介：原衛(wèi)華(1988—)，男，碩士，主要從事兵器發(fā)射和材料科學(xué)研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.07.013

中圖分類號(hào)：V19

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1006-0707(2015)07-0045-06

本文引用格式：原衛(wèi)華，畢世華，曹茂盛.火箭助推艦載機(jī)起飛過程燃?xì)饬鲌?chǎng)仿真研究[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015(7):45-50.

Citation format:YUAN Wei-hua, BI Shi-hua, CAO Mao-sheng.Gas Flow Field Simulation Research in Rocket-Propelled Aircraft Take-off Process[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(7):45-50.

Gas Flow Field Simulation Research in Rocket-Propelled
Aircraft Take-off Process

YUAN Wei-huaa, BI Shi-huaa, CAO Mao-shengb

(a. School of Aerospace Engineering; b. School of Materials, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China)

Abstract:Rocket propelled mode is a new takeoff mode for carrier-based aircrafts, which has been paid more and more attention. The jet flow of carrier-based aircrafts during its takeoff was studied for both the rocket propelled case and no rocket propelled case. Using Reynolds Average Method, the three-dimensional computational model was constructed for the jet flow. The impact forces on the deflector and the temperature of the deflector surface have been simulated with the deflector being 45° tilted. The influences of deflector material properties and reasonable cooling method to the surface temperature and heat intensity of the deflector were also researched.

Key words:jet temperature; pressure; Reynolds averaged simulation; material

【裝備理論與裝備技術(shù)】