噴水系統對W形地下空間熱發射流場的影響

張曼曼, 姜毅, 史少巖, 鄧月光

(1.北京理工大學 宇航學院, 北京 100081; 2.北京特種機械研究所, 北京 100143)

0 引言

地下發射方式,可長期貯存待發射狀態導彈,反應時間短,使用條件好,命中精度高,防護抗力高,投擲質量大,指揮控制集中方便。這種發射方式在20世紀60年代有較大的發展[1-2],是當時洲際導彈的主要部署方式。各國對地下發射空間采取抗核加固措施后,至今仍在廣泛使用,如現役的美國“民兵Ⅲ”[1,3-5]、俄羅斯的“R-36M”[6]和中國的“東風-5”型導彈[7-8]均采用地下發射方式。按照發射方式,地下發射方式可分為熱發射和冷發射[9-10],其中,民兵Ⅲ和東風-5采用熱發射方式,R-36M采用彈射發射方式。采用地下熱發射方式,在有限的地下空間內,導彈發射時必須要考慮燃氣排焰環境、噪聲環境和壓強脈沖環境等主要問題[11]。若上述問題得不到很好解決,不僅會影響彈上設備和彈體結構,也會影響地下空間及空間內儀器設施對地下發射環境的適應性。

在火箭發射場設計時,也有相似問題,導流槽受到大型運載火箭燃氣射流的強烈沖擊燒蝕作用,且發射臺架難以承受持續的高噪聲環境。國內外火箭發射場通常采用燃氣射流噴水的方式達到降溫降噪的效果,如美國的肯尼迪航天中心采用噴水減壓、降溫和減噪系統[12-13],歐洲空間局的大型運載火箭阿里安-5發射時采用分批次噴水方式來降溫減噪[14-15]。因此,針對具備點火超壓和燃氣反濺等特征的地下熱發射流場,借鑒在航天火箭發射過程中使用的噴水系統,現提出在導彈地下空間發射過程中對燃氣射流進行噴水減壓、降溫方案。

由于各種原因,國內外公開發表的對導彈地下空間熱發射的流場及其改善方法進行研究的文獻相當有限。1967年,Broadwell等[16]對導彈發動機點火與關閉時引起的井內瞬態壓強脈沖進行理論研究,并根據開展的“泰坦Ⅰ”型導彈的縮比模型試驗和“民兵”型導彈的全比例模型試驗,考慮了燃氣復燃對于計算結果的影響。1971年,Sheeran等[17]使用縮比模型研究固體燃料導彈進行地下井發射的過程,通過使用可重復使用的低成本固體燃料發動機,對不同的發射能量條件進行了試驗對比研究,分別關注導彈發射過程中:導彈加速度、速度和位移變化過程;發射井壁面、彈體表面、彈體底部和發射井井口的熱、壓強和噪聲環境。1972年—1973年, Wayte等[18-19]建立了0.048倍的民兵導彈發射系統縮比模型,使用室溫條件下的氦氣代替高溫的燃氣,測量并計算由于發動機出口的擴張而導致的點火時井內瞬時超壓現象。隨計算機計算能力的提高和計算流體力學(CFD)算法的逐步推進,Salita等[20]于1997年—2000年較早地在公開發表的文獻中使用CFD方法計算了地下井熱發射過程的流場問題。2004年,Canabal等[21]創造性地提出導彈底部噴水降低初始超壓的方案。中國地下發射方式的采用要遠晚于美國與前蘇聯。2007年,王飛等[22]對W形地下井流場數值仿真過程中,提出流場發展分為反射、引射和充分發展3個階段,并對監測點處的溫度和壓強變化規律進行了分析。姜毅等[11]對導彈地下井發射過程進行了動網格技術仿真,分析導彈地下熱發射過程中的流場特性。2015年,周笑飛[23]對井下發射過程的燃氣射流流場討論不同數值仿真方法對流場解算的影響。2017年,謝政等[24]數值研究了復燃對W形地下井發射過程中的影響,及點火超壓的形成機理及影響因子。2021年,李良等[25]分析了火箭出井過程中存在井內環境惡劣、回流引射效應與壓力脈沖等問題,同時研究了箭發射出井過程中高溫燃氣流對井內消音層的熱沖擊效應。

本文以W形地下發射筒筒內流場環境的改善為背景,采用參考文獻[11,22]中使用到的試驗和幾何模型,建立1/20三維縮比模型;采用CFD方法,數值模擬導彈熱發射燃氣流場環境,重點分析噴水系統對流場改善的作用機理及改善效果。

1 數值仿真理論基礎

燃氣射流及其噴水降溫是航天工程典型的湍流流動問題,其中涉及了多種物理及數學模型,包括基本控制方程(能量、動量及質量守恒方程)、組分控制方程、湍流方程、多相流方程及汽化模型等。使用較為成熟的CFD技術對燃氣流場進行了數值模擬[26-27]。基于有限體積法求解流場的控制方程,空間上采用2階迎風格式,時間上采用1階向后差分格式,離散偏微分方程并采用預測和多步校正(Pressure-Implicit Splitting of Operations,PISO)算法求解代數方程組,得到流場數值解,圖1為CFD控制方程求解流程。圖1中,p為控制體壓強,T為控制體溫度,vx、vy、vz為控制體在3個坐標軸方向上的速度,ρ為控制體混合物密度,k為湍流動能,ε為湍流動能耗散率,YM為高馬赫流動中湍流脈動損耗,αl為控制體l相的體積分數,mlv、mvl分別為汽化速率和凝結速率,φ表示其他變量,包含T、ρ等,上標*表示初始值,**表示修改值。由于篇幅所限,以下主要對多相流模型及汽化模型進行詳細描述。

圖1 CFD控制方程求解流程圖Fig.1 Flowchart of the calculation process of CFD control equations

1.1 Mixture多相流模型

Mixture模型基本假設是認為不同相在控制體內充分混合,通過不同相在控制體內的體積分數加權平均來得到混合物的物理參數,并用滑移速度表征不同的速度差異。燃氣射流與水流有著明顯的速度差,且燃氣、水蒸氣和空氣在地下空間內充分混合,均符合Mixture模型的基本假設。Jiang等[28]和Li等[29]采用試驗與數值仿真的方法驗證了該模型在燃氣射流與液態水流摻混時表現出較高的計算精度。

通過求解混合物的連續方程、動量方程、能量方程、次要相的體積分數和滑移速度方程就可以得到多相流的流場情況。

連續守恒方程:

(1)

式中:Sm為控制體內;ρm為混合物的密度,

(2)

n為相的數量,ρl為l相的密度;vm為由混合物質量加權平均的速度,

(3)

式中:vl為l相的加權平均速度。

動量守恒方程:

(4)

式中:pm為控制體壓強;μm為混合物的黏性;g為重力向量;F為控制體的體力;vdr,l為l相的漂移速度。

能量方程:

(5)

式中:El為l相的內能;keff為混合物的有效導熱系數;SE為控制體的所有其他體熱源,包括流體黏性、物質相變等引起的能量變化。

次要相的體積分數方程為

(6)

1.2 液態水汽化模型

從發射筒的噴水系統噴出的液態水與燃氣射流接觸后,會發生明顯的汽化現象。通過水的汽化來產生大量的水蒸氣,以達到減壓、降溫的效果。

將水的汽化和凝結現象作為質量源項添加到水蒸氣的質量方程中,可得

(7)

式中:αv為水蒸氣在控制體內的體積分數;ρv為水蒸氣的密度;vv為氣相水蒸氣的運動速度。

根據Lee[30]的研究,水的質量輸運率(汽化與凝結)與溫度有如下關系:

(8)

式中:coeff為與水的相變弛豫時間相關的系數;Tl為水的溫度;Tsat為當前壓強對應的飽和溫度;Tv為水蒸氣的溫度;αl、ρl分別為計算單元內液相的體積分數和密度。在式(8)基礎上,將水的質量輸運率與汽化潛熱相乘,即可以作為能量守恒方程的源項,表示水汽化時水分子克服表面張力做功而消耗掉的能量。

2 數值仿真模型與條件

2.1 W形地下發射筒幾何模型

使用的W形地下發射筒模型有2個正交的對稱面,即Ozx和Oyz對稱面;考慮模型對稱性及數值計算時間,建立了1/4模型,如圖2(a)所示。由于更關注筒內流場變化,圖2的計算模型大幅減小了發射筒筒外的計算區域。Ozx和Oyz對稱面是發射筒最具代表性的兩個剖面,為了使每張圖片的信息含量盡量高,人為地將Ozx和Oyz兩個對稱面組合在同一個平面內顯示,如圖2(b)所示。若無特殊說明,發射筒剖面數據圖均展示在該組合面上。

圖2 W形地下發射筒幾何模型Fig.2 Geometric model of the W-shaped underground launcher

2.2 地下發射筒噴水系統模型

如所圖3示,建立發射筒噴水系統,在筒底部壁面上與x軸方向成0°和90°、距承重層上方20 mm處分別鋪設2個10 mm×10 mm的液體水噴管。由于Oyz和Ozx兩個對稱面的存在,圖3(a)中0°和90°方向的噴管均為半個。為避免混亂,將導彈發動機噴管簡稱為(導彈)發動機,而將噴水管簡稱為噴管。

圖3 發射筒噴水系統模型示意圖Fig.3 Model of water injection in the underground launcher

計算模型邊界條件設置如圖4所示。將燃燒室端面設置為壓力入口,燃氣由此進入流場;將發射筒筒外的計算域邊界設置為壓力出口;將發動機表面、彈體表面、承重層表面、地面、發射筒排焰道壁面、發射筒表面和導流槽表面均設置為無滑移絕熱壁面。

圖4 發射筒剖面圖邊界條件示意圖Fig.4 Schematic diagram of boundary conditions of the launcher section

采用的網格劃分方式如圖5(a)所示。同時,為了更好地捕捉液態水的汽化現象和燃氣射流的形成過程,特別對導彈底部附近的網格進行了加密,如圖5(b)所示。

圖5 發射筒網格模型Fig.5 Meshing model of the launcher

2.3 多相流與汽化模型的試驗驗證

圖6 試驗裝置模型簡圖Fig.6 Schematic of the experiment system

Jiang等[28]、姜毅等[31]、Li等[32]和馬溢清等[33]對開放環境燃氣射流進行了噴水試驗,其試驗數據可用于驗證所選數學模型和數值方法的有效性。如圖6所示,該試驗在發動機的噴管出口附近布置 4個噴水管,發動機點火前打開噴水管,形成4股液態水射流,進行交匯;在發動機點火后,高溫燃氣射流沖入低溫液態水中,通過液態水的汽化吸熱,降低流場溫度。此外,該試驗還在底板上的A、B、C和D4個位置布置了溫度傳感器,如圖7所示。圖7中同心圓的圓心O為底板的中心,A測點距離圓心0.2 m,AB、BC和CD的距離均為0.1 m。通過熱電偶傳感器,該試驗獲得了4個監測點的溫度值。

圖7 底板溫度測點示意圖Fig.7 Temperature measurement points of the bottom plate

根據試驗裝置的對稱性,建立了試驗的1/4對稱模型。噴管不工作時,即無噴水工況,通過高速攝影機拍攝到的燃氣射流波系結構與數值仿真結果的對比如圖8所示(其中,h為波節距噴管喉部的軸向距離,hmax為第4個波節距噴管喉部的最大軸向距離)。數值計算的燃氣射流前3個清晰波節位置與試驗拍攝吻合得很好,表明所采用的燃氣射流數值計算方法是可靠和精確的。

圖8 試驗拍攝(左)與數值仿真(右)的波系結構對比Fig.8 Comparison of wave structures acquired by test (left) and numerical simulation (right)

當噴管工作時,采用Mixture多相流模型和Lee汽化模型數值計算液態水的汽化過程。底板上監測點溫度的計算結果與試驗對比情況如圖9所示,數值計算結果與試驗測量值吻合得較好,表明所采用的Mixture多相流模型和Lee汽化模型是合理可靠的。

圖9 試驗測量值與仿真值對比Fig.9 Comparison of the experimental measurement and numerical simulation values

2.4 網格無關性分析

在對流場進行離散化時,網格劃分的尺寸直接影響著數值計算結果的準確性。選取合適的網格尺寸,在同等的計算機硬件條件下,可節約大量的計算工時;而選取的網格尺寸不合適,可能會導致計算結果發散,也可能會花費更多的計算工時,才能讓計算結果收斂。因此,在確定網格尺寸時,需進行網格無關性分析。

采用圖5所示的網格疏密劃分方案,共劃分了95萬、139萬、260萬和640萬4種網格,這4種網格的基本參數及計算結果如表1、圖10和圖11所示。圖10中,139萬網格的計算結果已經充分接近260萬和640萬網格計算結果,且139萬網格和 640萬網格誤差較小;圖11中,95萬網格計算結果振蕩幅度及誤差較大,139萬網格與260萬及 640萬網格變化趨勢大致相同,但139萬網格和 640萬網格計算結果波動幅度及誤差整體相對較小;表1中,139萬網格的計算工時為640萬網格計算工時的40%。因此,在遵循最小網格尺寸生成策略下,采用139萬網格數量的劃分方案。

表1 不同網格數量的基本參數

圖10 發射筒底部的壓強變化Fig.10 Pressure change at the bottom of the launcher

圖11 導彈底部的溫度變化Fig.11 Pressure change at the bottom of the missile

3 噴水-燃氣筒內流場特性與噴水系統作用機理

液態水與燃氣的質量流量比(Mass Flow Rate Ratio, MFR)是噴水系統的一個重要評估指標,噴水系統應在盡可能低的MFR上達到對流場更好的改善效果。文獻[34]試驗指出,開闊環境下3～4倍質量流量比的噴水具有良好的降噪效果。W形地下發射筒噴水系統的基準工況采用噴管數量為4(即0°方向和90°方向噴管同時工作)、MFR為2.86(水從噴管噴出速度為20 m/s),其基本在最佳降噪效果MFR范圍內。此外,為保證噴水系統可以充分發揮作用,在噴水系統工作10 ms后(水流相已交匯),導彈發動機才開始點火工作。

3.1 壓強擾動的傳播過程

圖12為有無噴水兩種工況下Oyz對稱面上的壓力云圖變化。圖12(a)～圖12(e)的左側和 圖12(f)的上側為無噴水工況,初始沖擊波在筒內傳播過程;圖12(a)～圖12(e)的右側和圖12(f)的下側為有噴水工況,初始沖擊波在筒內傳播過程。從圖12中沖擊波的傳播過程可以看出,液態水對沖擊波起到非常好的阻滯作用,沖擊波的能量被大幅削減。0.2 ms時,初始沖擊波與水發生碰撞,液態水對初始沖擊波形成強烈的阻滯作用;0.8 ms時,液態水阻擋住了沖擊波,進行動量交換,并大量吸收了沖擊波的能量;5.3 ms時,有噴水工況的筒內流場區域壓強要明顯小于無噴水工況的,初始超壓的現象得到非常大的抑制。

圖12 流場內的壓強分布變化情況Fig.12 Pressure distribution in the flow field

為定量分析初始超壓在噴水系統影響下的變化,在地下發射筒內建立2個監測點,missile-bottom位于導彈底部的中心點,point-iop位于發射筒承重層與導流錐頂端連線的中心點,具體坐標信息如表2所示。

圖13為以上兩個監測點在初始、發展和穩定3個階段的壓強變化曲線。從圖13(a)可以看出,初始沖擊波在向下傳播過程中,有噴水工況的監測點point-iop壓強的第1個峰值,由于液態水的阻滯作用,約延遲了0.1 ms,并降低了0.76×105Pa,相對壓強降幅達到46%。沖擊波在與導流錐頂部碰撞后向上反射,監測點point-iop的壓強出現了第2個峰值,同樣由于液態水的阻滯作用,約延遲了 0.3 ms,

表2 監測點信息

并降低了0.40×105Pa,相對壓強降幅達到26%。此外,在4～6 ms,point-iop監測點的壓強降低了0.51×105Pa,相對壓強降幅達到85%。在 圖13(b)中,有噴水工況的監測點missile-bottom壓強振蕩峰值要明顯小于無噴水工況,而且壓強劇烈振蕩的次數也由8次降為了4次。液態水柱比承重層更靠近發動機出口,有噴水工況下的監測點missile-bottom壓強峰值要明顯低于無噴水工況下的,且監測點missile-bottom壓強峰值均有延遲,如表3所示。有噴水工況的監測點missile-bottom第1個壓強峰值下降了0.70×105Pa,相對壓強降幅達到41%,約延遲了0.04 ms;第2個峰值下降了1.29×105Pa,相對壓強降幅達到48%,約延遲了0.012 ms;第3個峰值下降了1.12×105Pa,相對壓強降幅達到82%,約延遲了0.062 ms。由表3可知,噴水系統對初始沖擊波的傳播起到很好的改善作用,大大削弱了初始超壓峰值,縮短壓強振蕩的時間。

圖13 監測點在初始、發展和穩定3階段壓強變化Fig.13 Pressure change during initial,development and stable stage of monitoring points

從圖13(c)和圖13(d)可以看出,在發展階段(約8～50 ms),壓強不再像在點火初始階段那樣劇烈振蕩;在液態水柱的影響下,噴水工況中監測點的壓強變化幅值明顯低于無噴水工況。在穩定階段(大約50 ms后),射流穩定的引射作用使得燃氣不再反濺到導彈底部,導彈底部的壓強穩定在環境壓強附近。隨著導彈運動,燃氣自下而上地沖擊到發射筒壁面,監測點point-iop的壓強增加至1.43×105Pa,并在一段時間內保持不變。由于噴水位置較低,液態水不能再明顯地影響超過監測點point-iop以上筒內壓強變化。因此,有噴水工況的監測點處壓強在發展階段降到環境壓強附近,隨著流場的變化而小幅度振蕩變化;而無改善措施的無噴水工況中,壓強的變化要更為劇烈,出現了長時間的超壓和負壓情況。

在流場的初始階段,特別是0～1 ms,液態水基本沒有發生汽化現象,噴水系統對流場壓強環境的改善效果主要是通過初始沖擊波與液態水的軟接觸實現。雖然液態水柱比承重層更靠近發動機出口,但是液態水柱的徑向切面積要遠小于承重層,這致使被提前向彈底反射的沖擊波非常有限。初始沖擊波在沖擊到水柱表面時,會破壞水柱的形狀,在這個

表3 監測點missile-bottom前3個壓力峰值的比較

水柱變形過程中,沖擊波的能量被消耗;由于液態水的慣性比氣體更大,通過物質局部振動而傳播的沖擊波,在促使液態水分子振動時被消耗掉了更多的能量。這兩個作用機制不僅使噴水工況中的壓強峰值顯著降低,而且不同程度地延緩了峰值的出現。

綜上所述,噴水系統對筒內流場壓強的發展及變化,具有明顯的抑制作用,改善了流場環境,達到了設計的預期效果,實現了減壓、降溫中減壓的效果。

3.2 燃氣的流動過程

圖14為無噴水和有噴水兩種工況中流場內的燃氣分布變化云圖。圖14(a)～圖14(e)的左側和圖14(f)的上側為無噴水工況下,燃氣在筒內的傳播過程;圖14(a)～圖14(e)的右側和圖14(f)的下側為有噴水工況下,燃氣在筒內的傳播過程。不難看出,無噴水工況下,2.0 ms燃氣就有了反濺的趨勢;有噴水工況下,5.3 ms燃氣才產生明顯的反濺現象。無噴水工況下,19 ms反濺燃氣已經將整個導彈包裹;有噴水工況下,19 ms反濺燃氣雖然同樣到達了最高位置,但僅到達導彈側面的底部。40 ms,無噴水工況下,導彈底部的反濺燃氣尚未被引射現象抽吸干凈;有噴水工況下,導彈底部已沒有燃氣殘留。液態水流在燃氣離開發動機向下運動時,起到了阻滯作用;而燃氣向上反濺時,液態水又起到了很好的壓制作用。

為更好地分析筒內的燃氣反濺現象,在監測點missile-bottom的基礎上,現另增設一個監測點missile-90-1,該點位于導彈側面的底部,具體信息如表4所示。

圖15為監測點missile-bottom和missile-90-1的溫度變化曲線。由圖15分析知,無噴水工況下,導彈底部監測點missile-bottom的最高溫度達到了3 075 K,且基本整個流場發展階段溫度都維持在1 000 K以上;而有噴水工況中,導彈底部的最高溫度為535 K。導彈側面底部監測點missile-90-1的情況與監測點missile-bottom的情況類似,無噴水工況下,監測點missile-90-1的最高溫度達到了3 000 K,且流場發展階段大部分時間溫度都維持在1 000 K;而有噴水工況中,missile-90-1的溫度在19 ms左右達到了最大值,僅為400 K,且只有在燃氣反濺的15～23 ms時間內,溫度高于環境溫度(300 K)。

圖15 監測點的溫度變化Fig.15 Temperature change of the monitoring points

圖16 流場內的溫度分布變化(圖中黑色的等值線為汽化速率0.01,單位為kg/(m3·s))Fig.16 Temperature distribution in the flow field (The black contour refers to the vaporization reaction rate of 0.01 kg/(m3·s))

綜上所述,噴水系統對于發展階段流場內燃氣的流動過程,特別是筒內燃氣反濺現象具有明顯的抑制作用,改善了流場環境,達到了設計的預期效果,實現了減壓、降溫中降溫的效果。

3.3 汽化現象與水蒸氣的流動過程

圖16為地下發射筒流場內的溫度分布變化云圖。由圖16分析可知:在0.2 ms時,燃氣噴出發動機后即沖擊到液態水柱上,并在接觸位置發生了汽化反應;在0.8 ms時,液態水的汽化反應區域嚴密地包裹住燃氣射流;在2.0 ms時,高溫燃氣沖擊到導流槽頂端,射流中間的液態水在與高溫燃氣接觸的位置也發生了汽化反應;在5.3 ms時,燃氣已經存在反濺現象,高溫區域開始逐漸向上包裹導彈的底部;在19 ms時,燃氣射流反濺到最高高度,反濺的燃氣也將射流中間區域的液態水位置提高;在40 ms時,流場達到穩定狀態,筒內形成穩定的引射現象,反濺現象消失,導彈底部區域溫度略高于環境溫度,射流中間區域不再發生明顯的汽化現象。

表5為以上流場內各典型時刻所對應的最大/最小液態水汽化速率及射流中間區域發射汽化速率的最高位置z值,在整個變化過程液態水汽化速率小于0 kg/(m3·s)(即凝結)的絕對值很小,可以認為流場內只有液態水汽化成水蒸氣,沒有水蒸氣凝結成液態水。

表5 典型時刻液態水汽化反應速率及射流中間區域發生汽化速率的最高位置z值

在常溫液態水與高溫燃氣接觸區域,會發生劇烈的汽化現象。同等情況下,接觸面積越大,高溫燃氣被液態水吸收的能量越多,流場內的溫度環境也就越好,液態水的利用率也越高。為避免數值計算帶來的誤差,認為汽化速率mlv=0.01 kg/(m3·s)時液態水剛剛發生汽化。從圖16可以看出,液態水的汽化反應區域與高溫燃氣接觸位置溫度均在1 000 K以上。因此,將mlv=0.01 kg/(m3·s)且T≥1 000 K定義為液態水與流場內的高溫區域接觸面,簡稱接觸面,該曲面的面積為接觸面積Ac。接觸面積為不同工況液態水汽化的重要指標,典型時刻的接觸面情況如圖17所示。對比分析圖16和圖17可知:在0.2 ms、0.8 ms和2.0 ms時,在高溫區域與低溫液態水剛接觸,尚未沖擊到導流槽頂端,接觸面“兜”住了高溫區域;在5.3 ms和19.0 ms時,由于燃氣的反濺,接觸面向上移動,并有包裹燃氣射流的趨勢;在40 ms時,流場趨于穩定,接觸面穩定在發動機的下側。

圖17 接觸面上的溫度云圖Fig.17 Temperature contours of the contact surface

在圖18中,在25 ms前流場內的液態水并沒有明顯的減少,這主要是因為接觸面積較小,而且整體的汽化速率較低造成。圖19中,在液態水與高溫燃氣剛開始接觸,接觸面面積階躍式升高到5.0×104mm2左右后,在該值附近振蕩;隨著燃氣反濺現象的發生,接觸面積逐漸增大,在23 ms左右到達最大值;然后,引射作用將反濺燃氣帶入發射筒筒底,流場變化趨于穩定,液態水與高溫燃氣接觸面積便降低至4.0×104mm2左右。由此可知,接觸面積在前4 ms階躍式升高,主要依靠液態水與高溫燃氣射流主流接觸而產生的;而接觸面面積振蕩,特別是 4～23 ms時,主要是由于燃氣反濺運動造成。

圖18 流場內汽化的水量比例變化Fig.18 Proportional change of vaporized water in the flow field

圖19 接觸面的變化過程Fig.19 Change process of the contact surface

4 結論

針對導彈地下熱發射過程中可能會危害發射安全性的典型特征-初始超壓、壓強振蕩和燃氣反濺,提出了建立地下發射筒噴水系統,通過向燃氣射流噴射液態水的方式來改善流場環境,采用CFD方法進行數值分析,得到主要結論如下:

1)在噴水系統作用下,流場的壓強振蕩、初始超壓和燃氣反濺等現象均得到有效地抑制,具體表現在:

①初始階段,彈底壓強振蕩由8次減少到4次,液態水柱下側的監測點壓強振蕩波峰下降了0.85×105～1.05×105Pa,導彈底部的壓強振蕩波峰下降了0.70×105～1.12×105Pa;

②初始超壓中的壓強上升現象基本消失,壓強沒有產生劇烈振蕩,在1 atm上下緩慢變化,最大壓強僅為1.20×105Pa左右;

③燃氣被約束在筒底位置,導彈底部的最高溫度從3 000 K降低到了400 K左右。

2)噴水系統成功達到了減壓、降溫的設計需求,其主要作用機理為:動量較小的液態水與沖擊波和燃氣摻混,吸收了沖擊波和燃氣的部分能量;液態水的汽化吸收了大量燃氣射流的能量,降低了射流溫度;通過物質局部振動而傳播的沖擊波在促使液態水分子振動時被消耗掉部分能量。

3)噴水系統的建立強烈而有效地抑制了燃氣反濺現象,其主要作用機理為:液態水沖擊到燃氣主流的外側,通過慣性擠壓的力學效果,阻礙燃氣沿著彈筒間隙向上反濺;與高溫燃氣接觸的液態水劇烈汽化,通過吸熱作用消耗燃氣的能量,阻礙燃氣反濺現象;液態水慣性較大,與燃氣(慣性小)進行動量交換過程中,對燃氣反濺運動起到了很好的阻礙作用。