導彈垂直發射燃氣排導系統流場數值分析

邴笑寒,劉林密

(海軍航空工程學院　a.研究生管理大隊； b.飛行器工程系, 山東 煙臺　264001)

?

導彈垂直發射燃氣排導系統流場數值分析

邴笑寒a,劉林密b

(海軍航空工程學院a.研究生管理大隊； b.飛行器工程系, 山東 煙臺264001)

摘要：為了深入了解垂直發射裝置內流場結構，應用數值計算的方法對導彈垂直發射系統燃氣射流流場進行了仿真模擬，并對垂直發射燃氣排導系統內壓強的分布情況進行分析；結果表明：導彈發射的過程中，起始沖擊波在燃氣排導系統內具有較高的超壓峰值，燃氣流的最大壓力載荷出現在發射位壓力室底部，為垂直發射裝置的結構設計優化工作提供重要的理論基礎。

關鍵詞：數值計算；燃氣排導系統；壓力載荷；起始沖擊波

本文引用格式：邴笑寒,劉林密.導彈垂直發射燃氣排導系統流場數值分析[J].兵器裝備工程學報，2016(1):52-54.

Citation format:BING Xiao-han，LIU Lin-mi.Numerical Calculation of Flow Field in Vertical Launching Gas Exhaust System[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(1):52-54.

導彈垂直發射系統具有通用性好、生存力強、全方位發射、發射率高等諸多優點，順應了現代戰爭對武器裝備在瞬時快速反映、多目標交戰、抗飽和攻擊等綜合能力的基本要求[1]。但是導彈垂直發射的過程中將產生大量帶有固體顆粒的高速、高溫燃氣流，能否控制燃氣射流經燃氣排導系統壓力室及排氣道安全排出是實現導彈垂直發射的重要問題[2]。

激波是超聲速氣流中的強壓縮波，激波的產生會使氣體的壓強、密度、溫度等突然升高，因而是垂直發射裝置結構破壞的主要因素[3-4]。本文通過數值計算，給出垂直發射燃氣排導系統內流場壓強分布情況，總結流場的激波結構，為垂直發射系統燃氣排導技術研究提供理論依據。

1計算模型

1.1物理模型

導彈垂直發射燃氣排導系統主要由排氣道、壓力室和艙口蓋總成組成。其中標準單元壓力室設有8個發射位。8個發射位分為兩排，中間與排氣道相連。導彈發射過程中，高速燃氣流將發射箱后蓋沖破并進入壓力室內，其核心區直接沖擊到壓力室底部的導流板上，并沿導流板偏轉180°經排氣道排入大氣[5]。

導彈在裝置內發射時，由于其運動速度遠低于尾部燃氣流的速度，當導彈的運動位移較小時可忽略其造成的流場變化，而當導彈運動位移增加時燃氣流對系統底部的壓強將迅速減少。因此，計算導彈靜態發射工況下的燃氣流場能夠模擬垂直發射裝置受到的流場載荷[6-7]。

在不影響流場運動狀態的前提下對模型作如下假設[8]：忽略發射過程中彈體外突結構對流場的影響；只考慮噴管擴張段，噴管喉部給定入口條件；認為燃氣流是均質的混合氣體；網格劃分采用結構化六面體網格，計算網格如圖1。

圖1　部分計算網格

1.2計算模型

導彈發射時，發動機噴管噴出的高速燃氣流具有很大的馬赫數，需將燃氣流看做可壓縮氣體處理，同時在計算時必須考慮噴管內流和外流之間的相互作用。針對這一復雜流場，本文應用可壓縮的、雷諾N-S平均方程來對流場進行計算。在一般坐標系下，三維Navier-Stokes方程[9]：

(1)

(2)

(3)

以有限體積法為基礎，湍流模型采用k-ε二方程模型[10]：

(4)

(5)

2計算結果分析

計算過程中設置4個監測點，分別為1號位壓力室底部監測點P1，排氣道底部監測點P2，排氣道頂部排氣蓋監測點P3，2號位壓力室底部監測點P4，如圖2所示。

圖2　燃氣排導系統監測點布置示意圖

從圖3(a)的時間-壓強曲線中可以看出，在發射的起始階段發射位壓力室底部壓力值瞬間達到0.66 MPa，之后壓力迅速回落至0.50 MPa左右并發生振蕩。當T=0.03 S時壓力室底部壓強降至0.38 MPa。波谷過后發射位壓力室底部壓強逐漸回升，穩定于0.47 MPa。

圖3(b)為排氣道底部壓強分布，從曲線圖中可以明顯的看到兩次峰值。但由于排氣道底部距離噴管口較遠，其壓力值較小，兩次峰值分別為0.13 MPa和0.10 MPa。圖3(d)的時間-壓強曲線走勢與圖3(b)的基本相似，其兩次峰值分別為0.10 MPa和0.12 MPa。

從圖3各監測點的時間-壓強曲線分析可知：

(1)導彈發射過程中排導系統內各測點的壓力值均不相同，最大壓強出現在發射位壓力室底部，其壓力峰值可達0.66 MPa，并且發射位壓力室底部的壓力載荷持續時間最長，因此燃氣排導系統的結構應力防護應以壓力室為主。

(2)燃氣排導系統內壓強出現了兩次峰值。

第一次峰值是由燃氣射流的起始沖擊波引起的。起始沖擊波激波結構如圖4所示，導彈發射的起始階段，燃氣射流在噴管內迅速膨脹加速。超音速燃氣流形成高壓分界面不斷將裝置內靜止冷空氣向外推送。壓力室內冷空氣不斷壓縮疊加，形成起始沖擊波，激波中心壓力值可達6 MPa，它是引起結構破壞的重要因素之一。

第二次峰值為燃氣流將冷空氣排出燃氣排導系統的過程中產生的。其激波結構如圖5所示，在這一階段冷空氣被燃氣流擠壓不斷向壓力室底部運動，當冷空氣被壓縮到壓力室底部時，速度降低，壓力室底部出現強壓區。此時，燃氣射流對壓力室底部的壓強沖擊達到最大值。第二次峰值的作用時間相對第一次壓力峰值較長，是燃氣射流對燃氣排導系統主要的壓強載荷。出現第二次峰值的因素主要有兩個：發射裝置內靜止的冷空氣被燃氣流擠壓排出裝置外的過程中對燃氣流產生阻礙的力；燃氣排導系統內渦的存在使燃氣射流的運動狀態受到阻礙。

(3)圖3(c)為排氣道頂部排氣蓋壓力曲線，從圖中可以看到在T=0.03 S時刻，監測點P3達到壓力峰值0.11 MPa，該峰值達到了排氣蓋打開的設計要求。排氣蓋在該壓力的作用下打開，燃氣排導系統內因燃氣流分離產生的渦被排出了排氣道，燃氣流的運動阻礙消除導致系統內壓強下降。從圖3的時間-壓力曲線可以看到在T=0.03 S時排導系統各部位壓強均出現了不同程度的下降。

圖3　燃氣排導系統各監測點時間-壓強曲線

圖4　起始沖擊波激波結構

圖5　T=0.025 s時壓力室內壓強分布

3結論

通過對仿真結果的分析，得到以下主要結論：導彈發射過程中最大壓強出現在發射位壓力室底部，燃氣排導系統的結構應力防護應以壓力室為主。起始沖擊波在燃氣排導系統內具有較高的超壓峰值，排導系統的結構設計需充分考慮起始沖擊波的存在及其破壞作用。

參考文獻：

[1]文增輝.MK41熱發射的先鋒[J].兵器知識,2005(11):56- 58.

[2]姜毅.艦載導彈垂直發射系統燃氣流場的三維數值計算[J].北京理工大學學報,2002(4):24-27.

[3]妖昌仁,唐國梁.火箭導彈發射動力學[M].北京：北京理工大學出版社,1998:34-42,45-48.

[4]徐文燦,胡俊.計算流體力學[M].北京：北京理工大學出版社,2012:132-142.

[5]趙賢超,汪波,林源.導彈意外點火時燃氣排導系統流場數值模擬與分析[J].戰術導彈技術,2012(2):41-45.

[7]林一平.美國反艦導彈及其發射裝置的改進[J].艦載武器,1999(2):17-18.

[8]吳利民,陳勁草.排導系統格柵傾角研究[J].艦船科學技術,2007(1):79-80.

[9]許羚.垂直發射裝置內流場數值模擬[D].哈爾濱：哈爾濱工程大學，2007.

[10]藺翠郎,畢世華.同心筒發射裝置導彈燃氣熱效應數值模擬[J].導彈與制導學報,2008，28(3)：193-195.

(責任編輯周江川)

【裝備理論與裝備技術】

Numerical Calculation of Flow Field in Vertical

Launching Gas Exhaust System

BING Xiao-hana，LIU Lin-mib

(a.Graduate Management Team; b.Aircraft Engineering Department,

Naval Aeronautical Engineering Institute, Yantai 264001, China)

Abstract:In order to understand the flow field structure of vertical launching devices, the flow field in the vertical launching system was calculated by the method of numerical calculation and then was simulated. The pressure distribution of the flow field was analyzed minutely. The result summed up that the initial shock wave has ultrahigh pressure and the maximum pressure appeares in the bottom of the pressure box during firing. The result provides important theoretical basis for the structure design of work.

Key words:numerical calculation; vertical launching system; pressure; initial shock wave.

文章編號：1006-0707(2016)01-0052-04

中圖分類號：TJ768.2

文獻標識碼：A

doi:10.11809/scbgxb2016.01.012 [6]JON B.Cold Spray Nozzle Mach Number Limitation[J].Journal of Spray Technology,2002(4):497-507.

作者簡介：邴笑寒(1990—)，男，碩士研究生，主要從事發射系統工程與集成技術研究。

收稿日期：2015-05-14；修回日期：2015-06-20