新型路基同心筒熱沖擊機理與熱環境影響因子*

楊風波，馬大為，薛新宇，崔龍飛

(1.農業部南京農業機械化研究所,江蘇 南京 210014;2.南京理工大學機械工程學院,江蘇 南京 210094)

新型路基同心筒熱沖擊機理與熱環境影響因子*

楊風波1，馬大為2，薛新宇1，崔龍飛1

(1.農業部南京農業機械化研究所,江蘇 南京 210014;2.南京理工大學機械工程學院,江蘇 南京 210094)

針對新型同心筒自力發射高速熱沖擊載荷下熱環境評估與影響因子決策問題，結合彈性變形和域動分層結合的動網格技術，求解了二維軸對稱Navier-Stokes方程，分析了新型路基同心筒流場機理與熱沖擊特性，并確定了熱環境評價指標；通過建立以優化拉丁超立方試驗設計和徑向基神經網絡為理論基礎的近似數學模型，解決了CFD自動建模困難、計算量大的難點；結合徑向基神經網絡訓練方法，對導彈熱環境的影響因子進行了智能決策研究。分析表明：倒吸進入新型同心筒內筒的低溫氣體有力改善了同心筒熱環境；建立的近似模型精度較高，滿足工程需求；對導彈熱環境的影響因子從大到小依次為筒底導流板直徑、筒底導流板長度、導流器高度；為導彈熱環境多學科優化設計提供參考。

爆炸力學；熱沖擊特性；近似數學模型；影響因子；燃氣射流；同心筒發射裝置

路基戰略戰術導彈常見的發射方式有壓縮空氣式、燃氣/蒸汽式等[1-2]，路基車載同心筒自力發射目前尚處于起步階段。同心筒以其模塊化、通用化設計、全方位覆蓋、發射率高等優點充分滿足了現代戰爭對武器裝備綜合作戰能力的要求，在艦載[3]、潛載[4]傳統發射系統中已經得到了應用。在導彈自力發射過程中，溫度超過3 000 K的燃氣射流速度達到3Ma，同心筒發射裝置及導彈會承受高溫高速燃氣射流的強熱沖擊和動力沖擊，這對發射裝置的工作性能和導彈的熱安全提出重大挑戰。針對艦載和潛載同心筒自力發射方式，國內很多學者在流場機理、以及試驗研究方面，跟進國外研究，做了很多工作。姜毅等[5-6]提出了“引射同心筒”概念；馬艷麗等[7]對“濕式同心筒”的降溫效果進行了研究；于勇等[8]提出了一種外筒“變截面同心筒”。學者們致力于研究傳統同心筒流場特性和改善導彈熱環境的方法，路基車載環境下新型同心筒的流場機理和熱沖擊特性鮮見報道。目前，基于神經網絡代理數學模型的預測研究成為熱點[9-10]，建立導彈熱環境評估的神經網絡，對熱環境影響因子進行深入研究能有效推動導彈熱安全設計。本文中以燃氣沖擊射流經典算例驗證了數值方法的可靠性，通過求解Navier-Stokes方程研究路基車載新型同心筒的流場機理與熱沖擊特性，并確定評價導彈及發射裝置熱環境品質的技術指標；結合試驗設計和徑向基神經網絡搭建導彈熱環境評價代理數學模型；最后，根據代理數學模型，通過徑向基神經網絡訓練方法，針對導流器高度、筒底導流板直徑和筒底導流板長度等3個參量對導彈熱環境的影響因子進行智能決策研究,可為導彈熱環境多學科優化設計提供參考。

1 流體模型與數值計算方法

1.1 流體基本控制方程與湍流模型

進行動態數值計算，屬于流固耦合范疇，求解過程伴隨著控制體的運動、消失與生成，對流體運動描述宜采用任意拉格朗日歐拉方法(ALE)。ALE形式軸對稱N-S方程組的守恒形式可以表述為：

(1)

1.2 計算方法

使用有限體積法，對N-S方程組進行離散化[11]，并使用Fluent的壓力基求解器進行計算，為保證計算的穩定性和收斂性，選用耦合格式進行迭代。導彈在火箭推力、氣動阻力等力的作用下向上作運動，采用域動分層技術，對網格進行處理，并通過加載DEFINE_CG_MOTION宏函數[12]，賦予動網格速度。在同心筒發射裝置內，導流器附近燃氣速度很快，在內筒區域氣流速度很慢，湍流模型采用既適用于高雷諾數，也適用于低雷諾數的RNGk-ε模型[13-14]。

1.3 數值驗證

為驗證數值方法的可靠性，對文獻[15]中超聲速伴隨沖擊射流進行相同計算條件下的對比。圖1給出了密度和壓力等值線，x和y分別表示軸向和徑向距離，d表示噴管出口直徑?？梢钥闯龀曀賮砹鲝娏覊嚎s噴口射流，在超聲速外流作用下，出現由斜激波和射流激波組成的曲線λ形激波[15]；圖1(a)顯示密度等值線中λ形激波中出現間斷，而圖1(b)所示壓力等值線中并未出現對應的間斷，所以該間斷是彎曲的接觸間斷。通過對比可以看出，數值模擬的波系結構、流場特征和試驗紋影圖[15]吻合良好，說明采用的數值格式在超聲速伴隨沖擊射流中也是可靠的，可適用于帶燃氣的同心筒熱沖擊流場。

圖1 超聲速伴隨射流計算結果Fig.1 Calculation results of supersonic jet

2 模型描述

圖2～3分別給出了傳統同心筒優化結構和路基車載同心筒自力發射結構方案。路基車載方案中，內筒和外筒上部結構做成一體，中部有導流板結構，且該導流板結構的高度位置和發射車的高度匹配，如圖3所示，該方案具有完全軸對稱性質，取二維軸對稱流場為研究對象。

圖2 傳統優化同心筒示意圖Fig.2 Schematic of a traditional concentric canister launcher

圖3 新型同心筒結構方案Fig.3 Schematic of a new concentric canister launcher

3 熱環境特性與評價指標

3.1 新型同心筒熱沖擊機理及熱環境特性

文獻[13]已經對路基新型同心筒的流場機理與熱環境特性進行了詳細分析，得到了有益結論。本文在其工作的基礎上，考慮了新型導流結構和發射車的高度匹配，其基準模型示意圖如圖3所示。

圖4給出了2種對比方案觀測1面(見圖3)的溫度時程對比曲線。圖5所示為路基新型方案在不同時刻溫度分布云圖。結合文獻[13]的研究工作，可以看出，導彈啟動初期，內筒出現了高溫燃氣相對于導彈壁面向上運動的“引射效應”，和圖5(a)相對應；在導彈運動后期，出現了筒口氣體流進內筒與燃氣混合，并經外筒流出的“倒吸效應”，和圖5(b)相對應。由圖4的對比分析可知，路基新型方案在導彈啟動初期高溫燃氣的“引射效應”最弱；導彈運動后期氣體進入內筒的“倒吸效應”最弱，且倒吸氣體溫度最低，導彈熱環境最為優良。傳統優化方案和文獻[13]的方案導彈底部均出現了溫度先上升，后下降，然后再上升的燃氣燒蝕過程，而路基新型方案中導彈底部在后期熱環境友好，溫度沒有反彈。

圖4 2種方案觀測1面溫度時程曲線Fig.4 Temperature histories of the two schemes on observation plane 1

圖5 路基新型方案在不同時刻溫度分布云圖Fig.5 Contour of temperature distribution at different time in new roadbed scheme

3.2 熱環境評價指標

定義導流器高度為L1，筒底擋流板長度為L2、筒底擋流板直徑為d，如圖6所示。根據路基新型同心筒的技術要求，對定義的的3個參數進行熱環境影響因子分析，使得導彈的熱環境達到最優。

圖6 新型同心筒優化參數Fig.6 Optimized parameters of a new concentric canister launcher scheme

圖7 3種隨機方案觀測1面溫度時程曲線 Fig.7 Temperature histories of three random schemes on observation plane 1

表1 3種隨機方案中觀測1面相關參量Table 1 Related parameters of three random schemes on observation plane 1

4 導彈熱環境影響因子分析

新型同心筒自力發射系統動態熱環境影響因子智能決策分析涉及到幾何造型、網格劃分、CFD動態計算、評價指標的確定、試驗設計方案的選擇、數學模型的建立，是一個典型的多學科協同問題，工作平臺的搭建是基石，原理流程如圖8所示。

4.1 試驗設計

試驗設計是提供的樣本空間是構造近似數學模型的基礎。樣本空間包含了不同空間位置的信息，如果試驗設計不合適，近似數學模型中輸入與輸出的響應精度將顯著降低，熱環境影響因子分析也就失去了意義。主要的試驗設計方法包括：部分因子設計、全因子設計、中心組合設計、拉丁超立方設計、優化拉丁超立方設計等。其中優化拉丁超立方設計其正交性良好、抽樣均勻、充滿度好等優點使其具有較強優勢，滿足近似數學模型精度的優化拉丁超立方設計樣本空間如表2所示，其中試驗8對應前文中方案1，試驗26對應方案2，試驗45對應方案3。圖9給出了三因素樣本空間分布圖，圖中顯示優化拉丁超立方設計抽樣具有很好滿意度。

圖8 熱環境影響因子分析原理流程圖Fig.8 Principle flowchart of the optimization platform

表2 優化拉丁超立方設計樣本空間Table 2 Sample space of optimal Latin hypercube design

圖9 三因素樣本空間分布圖Fig.9 Distribution of sampling points for three factors

4.2 數學模型

基于徑向基神經網絡學習方法，編寫程序，對多學科參數化平臺輸入輸出的樣本進行試驗訓練，建立導彈熱環境自學習數學模型，并對數學模型進行R方差精度驗證，直到其達到精度要求。

徑向基神經網絡導彈熱環境評價數學模型的精度指標為R方差：

(2)

經過參數化平臺多次采樣、計算與擬合，數學模型得到了比較滿意的結果。導彈熱環境評價指標R2為0.990 3。為驗證近似模型精度，隨機抽取5組模型進行誤差分析，如表3所示。5組試驗隨機誤差分析顯示，觀測1面熱環境評價指標的近似數學模型精度良好，滿足進一步進行影響因子智能決策分析的要求。

表3 熱環境評價指標隨機誤差分析Table 3 Random error analysis of thermal environment evaluating index

4.3 影響因子智能決策分析

數學模型訓練精度達到以后，針對定義的導流器高度L1、筒底擋流板長度L2、筒底擋流板直徑d進行導彈熱環境影響因子智能決策分析。以三參數取值范圍的中間值為參照，單獨取每個變量以一定幅度變化，并代入訓練所得數學模型進行計算，研究導彈熱環境評價指標相對于參考值的變化規律，并分析該參數對導彈熱環境指標的影響程度。

分別對導流器高度、筒底擋流板長度、筒底擋流板直徑以5%比例遞增進行取值，給出對應的無量綱熱環境評價指標的變化比例。以3個參量相對于參考值的變化比例為橫坐標，導彈熱環境評價指標相對于參照值的變化比例為縱坐標，繪制成曲線，如圖10所示。從圖10可以看出，相對于參考標準，隨著參量變化比例的逐漸增大，導流器高度首先改善導彈熱環境，然后使得導彈熱環境趨于惡劣；筒底擋流板長度、筒底擋流板直徑使得導彈熱環境逐漸趨于惡劣。

圖10 熱環境評價指標變化比例曲線 Fig.10 The changing ratio curve of the evaluating index of thermal environment

結合3.1節中發射筒內導彈受前期高溫燃氣流“引射效應”和后期低溫氣體“倒吸效應”的熱沖擊機理，分析各參數對導彈熱環境的影響因子，就是研究各參數和前期高溫燃氣流的“引射效應”間的關系。隨著導流器高度逐漸增大，筒底排導逐漸順暢，壅塞現象減弱，直至達到最佳，“引射效應”逐步減弱；然后隨著導流器筒底高度進一步增大，筒底空間增大，燃氣流不能有效排出，產生嚴重壅塞現象，“引射效應”逐步增強，所以導流器高度的影響因子呈現出先減小(改善熱環境)后增大(惡化熱環境)的特點。

對于內筒的導彈來講，筒底擋流板具有2個方面的作用：背面可規避流向外筒后的反濺流；內側的拓撲結構可控制壅塞流的強弱。隨著參量變化比例的逐漸增大，筒底擋流板逐步接近筒底的核心燃氣流，在前期，由于筒底擋流板外側能有效遮擋反濺流，壅塞效應導致的燃氣流向上運動的“引射效應”呈弱增強特性；在后期，筒底擋流板的長度足以融入壅塞流，壅塞流順著擋流板內側引射到內筒，“引射效應”逐步增強，導致擋流板長度的影響因子呈現出先減小后增大的特點。隨著參量變化比例的逐漸增大，在前期，擋流板開口逐漸增大，但導流板折角仍能有效遮擋反濺流，高溫燃氣流流向內筒的“引射效應”呈弱增強特性；在后期，擋流板開口越來越大，導流板折角越來越小，在反濺流和壅塞流的共同作用下，“引射效應”越來越強，擋流板直徑的影響因子總體呈現出先減小后增大的特點。對導彈熱環境的影響因子由大到小排序為：筒底導流板直徑、筒底導流板長度、導流器高度。

5 結 論

對高溫高速燃氣流熱沖擊條件下，路基新型同心筒自立發射系統導彈的熱沖擊機理和影響因子進行研究。結合彈性變形和域動分層結合的動網格技術，求解了二維軸對稱N-S方程，確定了導彈熱環境評價指標；通過優化拉丁超立方設計采樣和徑向基神經網絡方法，建立了導彈熱環境評價數學模型，對導彈熱環境的影響因子進行了智能決策分析，得到了以下結論：

(1)研究了新型路基中段導流同心筒流場機理與熱環境特性，內筒發射前期出現“引射效應”，發射后期出現“倒吸效應”，和參考文獻[13]吻合良好；結合導彈壁面溫度“先上升，后下降，最后穩定”的熱環境特性，確定以導彈觀測面溫差(相對于環境溫度)對時間的積分為技術指標來評價導彈熱環境品質。

(2)構建的導彈熱環境評價數學模型精度具有較高滿意度，R2達到0.990 3，隨機誤差分析顯示數學模型精度較高，和CFD數值解吻合度良好，為導彈熱環境影響因子研究提供了堅實的技術支撐。

(3)相對于參考值，隨著參量變化比例的逐漸增大，導流器高度首先改善導彈熱環境，然后使得導彈熱環境趨于惡劣，筒底擋流板長度、筒底擋流板直徑使得導彈熱環境逐漸趨于惡劣；對導彈熱環境的影響因子從大到小排序為：筒底導流板直徑，筒底導流板長度，導流器高度。

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(責任編輯 王易難)

Thermal shock mechanism and thermal environment influencing factors of a new concentric canister launcher

Yang Fengbo1, Ma Dawei2, Xue Xinyu1, Cui Longfei1

(1.NanjingInstituteofAgriculturalMechanization,MinistryofAgriculture,Nanjing210014,Jiangsu,China;2.SchoolofMechanicalEngineering,NanjingUniversityofScienceandTechnology,Nanjing210094,Jiangsu,China)

In this work, by adopting dynamic mesh technology along with the spring based smoothing method and the laying based zone moving method, we have numerically solved the axisymmetric N-S equations, analyzed the flow field mechanism and thermal shock characteristics, identified the thermal environment evaluating and influencing factors that are essential for dealing with problems in decision making of the new land-based concentric canister launcher (CCL) under the high-speed thermal shock load condition, and determined the evaluation index of the thermal environment. The mathematic model was established by optimal Latin hypercube design and radial basis function neural network (RBFNN), thus greatly facilitating the automatic modeling and compensating for the large amount of calculation for CFD. The intelligent decision research of the influencing factors for the missile thermal environment was performed using the RBFNN training method. The numerical results show that the thermal environment of the internal canister and the external cylinder are improved by the cryogenic gas coming from the cylinder port; the approximate model is accurate enough to meet the engineering standards required; the influencing factors for the missile thermal environment load are, according to their ranking from high to low, are the following: The diameter of the cylinder bottom baffle plate, the length of the cylinder bottom baffle plate, the height of the deflector. The research of the influencing factors will lay a solid foundation for the multidisciplinary optimization of the thermal environment.

mechanics of explosion; thermal shock characteristics; approximate mathematical model; influencing factors; missile jet; concentric canister launcher

10.11883/1001-1455(2016)02-0153-08

2014-08-13；

楊風波(1987— )，男，博士后，助理研究員，yangfengbo.cool@163.com。

O383.3; TJ762.1 國標學科代碼： 13035

A

修回日期： 2015-11-10