艦載火箭彈垂直發(fā)射系統(tǒng)流場數(shù)值仿真*

楊 戩,王敏毅,黃朝學,宋向華

(中國船舶重工集團公司第710研究所, 湖北宜昌 443003)

0 引言

多管火箭炮武器系統(tǒng)具有瞬時提供強大壓制火力、發(fā)射多種性能火箭彈、快速再裝填等優(yōu)點,廣泛應用于陸軍、海軍和空軍等作戰(zhàn)單位中。為適應現(xiàn)代高科技戰(zhàn)爭環(huán)境,對火箭炮武器系統(tǒng)提出了更高的性能要求,如低發(fā)射特征、隱身、精確打擊等[1-3]。

目前火箭炮發(fā)射方式主要采用火箭發(fā)動機敞口發(fā)射,該種發(fā)射方式存在如下缺點：在車輛、船舶、飛機等對空間要求較高的作戰(zhàn)平臺上,火箭炮占用面積大、在高低和方位上存在不同程度的發(fā)射死角；同時火箭炮發(fā)射時,火箭彈的尾焰向外噴射,產(chǎn)生了較強的聲光信號,不利于火箭炮的隱蔽。

為此,發(fā)展新的火箭彈發(fā)射技術(shù)顯得尤為重要,文中基于導彈垂直發(fā)射技術(shù),對艦載火箭彈采用垂直發(fā)射方式的可行性進行了初步探討,分析了火箭彈發(fā)射過程中裝置內(nèi)部的燃氣流場特性,給出了裝置內(nèi)部壓力曲線,為垂直發(fā)射系統(tǒng)的設計和改進提供了理論依據(jù)。

1 計算方法

為了真實模擬出火箭彈發(fā)射過程中的燃氣流場,需要建立合適的描述燃氣流場特性的數(shù)學模型。由于火箭彈點火時噴出的燃氣流速度很高,故將燃氣看作可壓縮氣體處理,且不考慮燃氣中固體顆粒的影響[4-6]。三維、雷諾平均的Navier-Stokes方程組如下：

質(zhì)量守恒方程為：

(1)

動量守恒方程為：

(2)

能量守恒方程為：

(3)

式中ρ,u,p,E分別為燃氣流密度、速度矢量、壓力和總能。

以有限元體積法為基礎(chǔ),紊流模型采用k-ε二方程模型：

Gk+Gb-ρε-YM

(4)

(5)

紊流粘性系數(shù)為：

(6)

數(shù)值模擬采用FLUENT軟件中的耦合顯示算法。具體求解步驟為：先聯(lián)立求解質(zhì)量、動量和能量守恒方程,再利用所得的值求解紊流模型方程,最后用流體元的k和ε計算紊流粘性系數(shù)ui。

2 模型建立及網(wǎng)格劃分

2.1 幾何模型

數(shù)值計算時采用的垂直發(fā)射裝置物理模型如圖1所示,裝置由壓力室、排氣道和火箭發(fā)射箱組成。壓力室分為多個發(fā)射位,每個發(fā)射位上可安裝一個火箭發(fā)射箱。

圖1 發(fā)射裝置模型截面圖

本次仿真中只考慮單發(fā)火箭彈的發(fā)射過程,故模型可簡化為如圖2所示。

圖2 發(fā)射裝置發(fā)射單元模型

2.2 計算模型

彈體與發(fā)射管之間的間隙小于1 mm,忽略燃氣通過縫隙的回流,最終簡化的計算模型如圖3所示。

圖3 裝置簡化模型

2.3 網(wǎng)格劃分

通過網(wǎng)格無關(guān)性分析,最終確定網(wǎng)格數(shù)量為350萬個。網(wǎng)格的劃分如圖4、圖5所示,在發(fā)動機噴管處進行了網(wǎng)格加密處理。

圖4 計算模型全局網(wǎng)格劃分示意圖

圖5 發(fā)動機噴管處網(wǎng)格示意圖

3 參數(shù)設置

3.1 計算參數(shù)

在計算過程中作出如下假設：忽略粒子流的影響以及粒子流與燃氣的動量和能量交換；燃氣熱傳導率和比熱比恒定；燃氣流的分子粘性系數(shù)符合Sutherland定律。

3.2 數(shù)值模擬初始條件設定

1)噴管入口邊界條件以現(xiàn)有某火箭發(fā)動機參數(shù)給定為壓強入口,分別給定燃燒室總溫2 150 K、總壓9.6 MPa；

2)外部流場出口為壓強出口,理論上取大氣無窮遠處的環(huán)境狀態(tài)作為燃氣的出口狀態(tài),即壓強為0.1 MPa,溫度為300 K；

3)其余為絕熱無滑移壁面邊界條件,由于發(fā)動機工作時間短,不考慮管壁的散熱問題。

數(shù)值模擬的邊界條件如圖6所示。

4 計算結(jié)果和分析

4.1 數(shù)值模擬結(jié)果

圖7為裝置底部壓強隨時間的變化曲線,裝置底部燃氣流正沖點壓強較大,最大達到0.9 MPa。在實際設計中常采取底部加固或在底部增設導流格柵等措施來減小燃氣流對裝置底部的沖擊。

圖7 底部壓強變化曲線

圖8為t=0.04 s時的底部壓力云圖,發(fā)射裝置底部燃氣流正沖點壓強遠大于其他區(qū)域,且正沖點附近壓強梯度較大,從正沖點呈圓形等壓線向外迅速下降到較低的壓強。

圖9為速度在火箭發(fā)動機內(nèi)的分布情況,速度在噴管內(nèi)發(fā)生了急劇變化,燃氣尾焰沿著排氣管排入大氣。結(jié)合發(fā)動機內(nèi)流場矢量圖(圖10),可以看出發(fā)動機尾焰排導較為順暢,對彈體產(chǎn)生的增程力也較小,約為220 N,影響可忽略。

圖8 裝置底部壓力云圖

圖9 發(fā)動機內(nèi)速度分布云圖

圖10 尾流場速度矢量圖

4.2 試驗結(jié)果

結(jié)合某型火箭彈垂直發(fā)射試驗,在發(fā)射裝置底部的燃氣正沖點以及排氣管內(nèi)關(guān)鍵點布置壓力測試點,采用壓力傳感器進行在線測量,燃氣正沖點附近的壓力傳感器測試結(jié)果經(jīng)過300 Hz的濾波處理后的曲線如圖11所示。

圖11 試驗壓力曲線

從圖11可以看出,火箭彈在發(fā)射過程中,裝置底部的壓強經(jīng)歷了從小到大再減小的過程,隨著彈的不斷升高,燃氣正沖點的壓強達到最大值。該試驗結(jié)果和數(shù)值仿真的結(jié)果基本吻合。

5 結(jié)論

通過數(shù)值仿真,較為真實的模擬出火箭彈垂直發(fā)射過程中的燃氣流場特性。由于燃氣流本身成分復雜,且包含各種化學反應和兩相流效應等[7],所以理論計算和實際情況存在一定的差別。但是數(shù)值模擬使垂直發(fā)射系統(tǒng)試驗的風險得到了釋放,也為發(fā)射裝置的改進提供了理論依據(jù)。