張代國

(海軍駐三江航天軍事代表室，湖北 三江430064)

0 引 言

艦載導(dǎo)彈垂直發(fā)射技術(shù)經(jīng)過半個世紀(jì)的發(fā)展，以其發(fā)射率高、儲彈量大、全方位發(fā)射、通用性好、生存力強(qiáng)等諸多優(yōu)點(diǎn)得到廣泛應(yīng)用，例如美國的MK41、俄羅斯的“利夫”和“克里諾克”、法國的“席爾瓦”、北約的MK48和英國的“海狼”導(dǎo)彈發(fā)射裝置等［1-2］。垂直發(fā)射成為艦載導(dǎo)彈的主要發(fā)射方式之一［3-4］。

發(fā)射裝置兼?zhèn)滟A存和發(fā)射導(dǎo)彈的功能，貯運(yùn)時發(fā)射裝置將導(dǎo)彈與外界環(huán)境隔離;在作戰(zhàn)時，導(dǎo)彈在發(fā)射箱內(nèi)直接點(diǎn)火發(fā)射，燃?xì)馔ㄟ^發(fā)射裝置燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)排出，在此過程中燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)承受的壓強(qiáng)和溫度載荷是設(shè)計發(fā)射裝置的重要參考數(shù)據(jù)，國內(nèi)外大量研究取得了巨大成果［5-6］，為本文計算提供參考。本文主要應(yīng)用Fluent 軟件數(shù)值模擬垂直發(fā)射裝置燃?xì)饬鲌?，通過分析發(fā)射裝置壓力室、排煙道和發(fā)射箱的壓強(qiáng)和溫度載荷，為垂直發(fā)射裝置的設(shè)計提供參考。

1 控制方程

數(shù)學(xué)描述采用歐拉方法，在軟件Fluent的基礎(chǔ)上計算。根據(jù)質(zhì)量、動量、能量和組分守恒，采用RealiZable k - ε 湍流模型，Navier - Stokes 方程統(tǒng)一為:

在直角坐標(biāo)系下，3個方向的控制方程離散為:

2 仿真模型

實(shí)際垂直發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)復(fù)雜，綜合考慮流場各影響因素，在不影響流場特性的前提下，數(shù)值模擬對模型進(jìn)行適當(dāng)簡化，忽略發(fā)射過程中導(dǎo)彈尾翼對流場的影響，忽略壓力室和排煙道的柵格結(jié)構(gòu)。

計算模型簡化為發(fā)射箱、壓力室、排煙道、導(dǎo)彈4個部分，坐標(biāo)原點(diǎn)在發(fā)射箱底面中心O 點(diǎn)位置，整個計算域均采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，簡化后模型和計算網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 發(fā)射裝置仿真幾何模型和計算網(wǎng)格Fig.1 Simulation geometry model and mesh of vertical launching system

計算中不考慮固體顆粒相，燃?xì)獍葱再|(zhì)單一、均勻混合、無化學(xué)反應(yīng)、可壓縮氣體處理;燃?xì)饬髋c外界環(huán)境之間不發(fā)生化學(xué)反應(yīng);發(fā)動機(jī)燃燒室的壓強(qiáng)為壓力入口，排氣蓋為打開狀態(tài)，其他壁面熱邊界為絕熱邊界，忽略與外界環(huán)境之間傳熱，對整個模型進(jìn)行仿真計算。

3 計算結(jié)果及分析

圖2的馬赫數(shù)分布顯示，發(fā)射裝置內(nèi)燃?xì)庵髁魃淞鲄^(qū)有2個波節(jié)組成，2個波節(jié)內(nèi)參數(shù)分布規(guī)律一致，波節(jié)長度隨遠(yuǎn)離噴管而減小，且波節(jié)中心馬赫數(shù)逐漸降低;波節(jié)中心馬赫數(shù)最大，最大馬赫數(shù)出現(xiàn)在第1個波節(jié)中心處。圖2的溫度分布顯示，整個壓力室和發(fā)射箱溫度較高，均在1 400 K以上。

圖2 t=0.09 s 時馬赫數(shù)和溫度分布Fig.2 Mach number and temperature distribution when t=0.09 s

圖3 壓力室底部P1壓強(qiáng)隨時間的變化顯示，壓力室底板燃?xì)饬髡龥_點(diǎn)壓強(qiáng)較大，維持在1 MPa 以上。在實(shí)際工程設(shè)計中壓力室底板的強(qiáng)度要求較高，通常采取加固措施，或者在發(fā)射箱底部增設(shè)導(dǎo)流格柵，以減小燃?xì)饬鲗毫κ业装宓臎_擊作用。

圖3 壓力室底部P1 -P8 點(diǎn)壓強(qiáng)隨時間的變化曲線Fig.3 Variation of the plenum plate′s pressure P1 -P8 with respect to time

壓力室底部P2-P8壓強(qiáng)隨時間的變化顯示，壓力室底板其他7個位置壓強(qiáng)變化規(guī)律基本一致，數(shù)值上略有差異，壓強(qiáng)遠(yuǎn)小于壓力室正沖點(diǎn)的壓強(qiáng)，基本均在0.12 MPa 以下。

圖4為t=0.09 s 時壓強(qiáng)分布顯示，壓力室底板正沖擊區(qū)壓強(qiáng)遠(yuǎn)大于其他區(qū)域，在正沖點(diǎn)附近壓強(qiáng)梯度較大，等壓線呈圓形從正沖點(diǎn)向外迅速下降到較低的壓強(qiáng)。

圖4 t=0.09 s 時壓力室底部壓強(qiáng)分布Fig.4 Pressure distribution of the plenum plate when t=0.09 s

圖5 壓力室底部T1-T8溫度隨時間的變化顯示，整個壓力室底板均處于較高的溫度，溫度在1 000 K以上，略有波動;正沖點(diǎn)溫度高于其他區(qū)域，整個計算過程中壓力室底板正沖點(diǎn)附近維持在3 000 K 以上的高溫。在工程設(shè)計中需要對壓力室進(jìn)行熱防護(hù)，常用的做法是鋪設(shè)耐燒蝕材料，以防止壓力室正沖擊區(qū)在高溫作用下被燒蝕。

圖5 T1 -T8 點(diǎn)壓力室底部溫度隨時間的變化Fig.5 Variation of the plenum plate′s temperature T1 -T8 with respect to time

圖6 排煙道內(nèi)壓強(qiáng)和溫度隨時間的變化Fig.6 Variation of uptake′s pressure and temperature with respect to time

圖6 排煙道上點(diǎn)P9-P11壓強(qiáng)隨時間變化曲線顯示，排煙道下部P9先建立壓強(qiáng)，其次是中部P10，最后是排煙道上部P11，這也表明壓縮波由排煙道下部往上的運(yùn)動。在整個發(fā)射裝置燃?xì)馀艑?dǎo)通暢的狀態(tài)下，發(fā)射過程中排煙道承受的壓強(qiáng)在0.06 MPa 以下。排煙道溫度隨時間的變化顯示，隨著發(fā)動機(jī)的持續(xù)工作，溫度持續(xù)上升。由此也可以看出整個發(fā)射裝置承受的壓強(qiáng)載荷是由于運(yùn)動壓縮波的作用，而發(fā)射裝置承受的溫度載荷則源于高溫燃?xì)饬鞯牧鲃印?/p>

圖7 發(fā)射箱內(nèi)壓強(qiáng)和溫度隨時間的變化Fig.7 Variation of canister′s pressure and temperature with respect to time

圖8 彈頭垂向受力隨時間的變化Fig.8 Variation of warhead vertical force with respect to time

圖7 發(fā)射箱內(nèi)壓強(qiáng)變化顯示，整個計算過程中發(fā)射箱的壓強(qiáng)在0.1 MPa 以下，發(fā)射箱溫度隨時間的變化可以看出燃?xì)獾牧鲃?，發(fā)射箱下部溫度先升高其次是中部，最后是上部，在0.03 s 后，整個發(fā)射箱內(nèi)溫度在1 200 K 以上。

在燃?xì)馀艑?dǎo)過程中，0.02 s 之前，隨著壓力波的運(yùn)動，作用下對彈頭垂向作用力在波動中快速增大到12 000 N，后快速下降到-4 000 N，此后彈頭垂向受力在正負(fù)2 000 N 之間波動，如圖8所示。

4 結(jié) 語

根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果和分析，可得出如下結(jié)論:

1)發(fā)射裝置壓力室底板正沖點(diǎn)在燃?xì)馍淞鞯淖饔孟?，壓?qiáng)高達(dá)1 MPa 以上，壓力室底板需加固，或在發(fā)射箱底部增設(shè)導(dǎo)流格柵，以減小壓力波對壓力室底板的沖擊作用;壓力室其他部位壓強(qiáng)在0.12 MPa 以下;整個壓力室內(nèi)溫度在1 000 K以上，需鋪設(shè)耐燒蝕材料。

2)整個計算過程，排煙道內(nèi)壓強(qiáng)在0.06 MPa以下，發(fā)射箱壓強(qiáng)在0.15 MPa 以下，排煙道和發(fā)射箱內(nèi)溫度較高，同樣需鋪設(shè)耐燒蝕材料。

3)彈頭垂向瞬間最大受力為12 000 N。

［1］李敬堂.艦載導(dǎo)彈發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)與設(shè)計［M］.哈爾濱:哈爾濱工程大學(xué)出版社，2006:1 -3.

［2］呂小紅.國外艦載導(dǎo)彈垂直發(fā)射裝置及其比較［J］.航天發(fā)射技術(shù)，1999(4):34 -37.

［3］徐廷學(xué)，王進(jìn)才.反艦導(dǎo)彈的發(fā)展趨勢［J］.飛航導(dǎo)彈.2000(10):19 -20.

［4］李建林，趙占輝.美國MK41 導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r分析［J］.飛航導(dǎo)彈，2005(9):22 -24.

［5］LEE K S，HONG S K，PARK S O.Supersonic jet impingement navier-stokes computations for vertical launching system design applications［M］.Journal of Spacecraft and Rockets，2004(5):735 -744.

［6］吳利民.艦載導(dǎo)彈發(fā)射系統(tǒng)燃?xì)饬鲌龅臄?shù)值模擬［J］.艦船科學(xué)技術(shù)，2003，25(2):19 -21.