邴笑寒,劉林密

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

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導(dǎo)彈垂直發(fā)射燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)流場數(shù)值分析

邴笑寒a(chǎn),劉林密b

(海軍航空工程學(xué)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(fā)射裝置內(nèi)流場結(jié)構(gòu)，應(yīng)用數(shù)值計算的方法對導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)燃?xì)馍淞髁鲌鲞M(jìn)行了仿真模擬，并對垂直發(fā)射燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)壓強(qiáng)的分布情況進(jìn)行分析；結(jié)果表明：導(dǎo)彈發(fā)射的過程中，起始沖擊波在燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)具有較高的超壓峰值，燃?xì)饬鞯淖畲髩毫d荷出現(xiàn)在發(fā)射位壓力室底部，為垂直發(fā)射裝置的結(jié)構(gòu)設(shè)計優(yōu)化工作提供重要的理論基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：數(shù)值計算；燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)；壓力載荷；起始沖擊波

本文引用格式：邴笑寒,劉林密.導(dǎo)彈垂直發(fā)射燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)流場數(shù)值分析[J].兵器裝備工程學(xué)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(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)具有通用性好、生存力強(qiáng)、全方位發(fā)射、發(fā)射率高等諸多優(yōu)點，順應(yīng)了現(xiàn)代戰(zhàn)爭對武器裝備在瞬時快速反映、多目標(biāo)交戰(zhàn)、抗飽和攻擊等綜合能力的基本要求[1]。但是導(dǎo)彈垂直發(fā)射的過程中將產(chǎn)生大量帶有固體顆粒的高速、高溫燃?xì)饬?，能否控制燃?xì)馍淞鹘?jīng)燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)壓力室及排氣道安全排出是實現(xiàn)導(dǎo)彈垂直發(fā)射的重要問題[2]。

激波是超聲速氣流中的強(qiáng)壓縮波，激波的產(chǎn)生會使氣體的壓強(qiáng)、密度、溫度等突然升高，因而是垂直發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)破壞的主要因素[3-4]。本文通過數(shù)值計算，給出垂直發(fā)射燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)流場壓強(qiáng)分布情況，總結(jié)流場的激波結(jié)構(gòu)，為垂直發(fā)射系統(tǒng)燃?xì)馀艑?dǎo)技術(shù)研究提供理論依據(jù)。

1計算模型

1.1物理模型

導(dǎo)彈垂直發(fā)射燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)主要由排氣道、壓力室和艙口蓋總成組成。其中標(biāo)準(zhǔn)單元壓力室設(shè)有8個發(fā)射位。8個發(fā)射位分為兩排，中間與排氣道相連。導(dǎo)彈發(fā)射過程中，高速燃?xì)饬鲗l(fā)射箱后蓋沖破并進(jìn)入壓力室內(nèi)，其核心區(qū)直接沖擊到壓力室底部的導(dǎo)流板上，并沿導(dǎo)流板偏轉(zhuǎn)180°經(jīng)排氣道排入大氣[5]。

導(dǎo)彈在裝置內(nèi)發(fā)射時，由于其運動速度遠(yuǎn)低于尾部燃?xì)饬鞯乃俣?，?dāng)導(dǎo)彈的運動位移較小時可忽略其造成的流場變化，而當(dāng)導(dǎo)彈運動位移增加時燃?xì)饬鲗ο到y(tǒng)底部的壓強(qiáng)將迅速減少。因此，計算導(dǎo)彈靜態(tài)發(fā)射工況下的燃?xì)饬鲌瞿軌蚰M垂直發(fā)射裝置受到的流場載荷[6-7]。

在不影響流場運動狀態(tài)的前提下對模型作如下假設(shè)[8]：忽略發(fā)射過程中彈體外突結(jié)構(gòu)對流場的影響；只考慮噴管擴(kuò)張段，噴管喉部給定入口條件；認(rèn)為燃?xì)饬魇蔷|(zhì)的混合氣體；網(wǎng)格劃分采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格，計算網(wǎng)格如圖1。

圖1　部分計算網(wǎng)格

1.2計算模型

導(dǎo)彈發(fā)射時，發(fā)動機(jī)噴管噴出的高速燃?xì)饬骶哂泻艽蟮鸟R赫數(shù)，需將燃?xì)饬骺醋隹蓧嚎s氣體處理，同時在計算時必須考慮噴管內(nèi)流和外流之間的相互作用。針對這一復(fù)雜流場，本文應(yīng)用可壓縮的、雷諾N-S平均方程來對流場進(jìn)行計算。在一般坐標(biāo)系下，三維Navier-Stokes方程[9]：

(1)

(2)

(3)

以有限體積法為基礎(chǔ)，湍流模型采用k-ε二方程模型[10]：

(4)

(5)

2計算結(jié)果分析

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

圖2　燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)監(jiān)測點布置示意圖

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

圖3(b)為排氣道底部壓強(qiáng)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(yuǎn)，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(qiáng)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(jiān)測點的時間-壓強(qiáng)曲線分析可知：

(1)導(dǎo)彈發(fā)射過程中排導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)各測點的壓力值均不相同，最大壓強(qiáng)出現(xiàn)在發(fā)射位壓力室底部，其壓力峰值可達(dá)0.66 MPa，并且發(fā)射位壓力室底部的壓力載荷持續(xù)時間最長，因此燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)應(yīng)力防護(hù)應(yīng)以壓力室為主。

(2)燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)壓強(qiáng)出現(xiàn)了兩次峰值。

第一次峰值是由燃?xì)馍淞鞯钠鹗紱_擊波引起的。起始沖擊波激波結(jié)構(gòu)如圖4所示，導(dǎo)彈發(fā)射的起始階段，燃?xì)馍淞髟趪姽軆?nèi)迅速膨脹加速。超音速燃?xì)饬餍纬筛邏悍纸缑娌粩鄬⒀b置內(nèi)靜止冷空氣向外推送。壓力室內(nèi)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(dá)6 MPa，它是引起結(jié)構(gòu)破壞的重要因素之一。

第二次峰值為燃?xì)饬鲗⒗淇諝馀懦鋈細(xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)的過程中產(chǎn)生的。其激波結(jié)構(gòu)如圖5所示，在這一階段冷空氣被燃?xì)饬鲾D壓不斷向壓力室底部運動，當(dāng)冷空氣被壓縮到壓力室底部時，速度降低，壓力室底部出現(xiàn)強(qiáng)壓區(qū)。此時，燃?xì)馍淞鲗毫κ业撞康膲簭?qiáng)沖擊達(dá)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?xì)馍淞鲗θ細(xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)主要的壓強(qiáng)載荷。出現(xiàn)第二次峰值的因素主要有兩個：發(fā)射裝置內(nèi)靜止的冷空氣被燃?xì)饬鲾D壓排出裝置外的過程中對燃?xì)饬鳟a(chǎn)生阻礙的力；燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)渦的存在使燃?xì)馍淞鞯倪\動狀態(tài)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(jiān)測點P3達(dá)到壓力峰值0.11 MPa，該峰值達(dá)到了排氣蓋打開的設(shè)計要求。排氣蓋在該壓力的作用下打開，燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)因燃?xì)饬鞣蛛x產(chǎn)生的渦被排出了排氣道，燃?xì)饬鞯倪\動阻礙消除導(dǎo)致系統(tǒng)內(nèi)壓強(qiáng)下降。從圖3的時間-壓力曲線可以看到在T=0.03 S時排導(dǎo)系統(tǒng)各部位壓強(qiáng)均出現(xiàn)了不同程度的下降。

圖3　燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)各監(jiān)測點時間-壓強(qiáng)曲線

圖4　起始沖擊波激波結(jié)構(gòu)

圖5　T=0.025 s時壓力室內(nèi)壓強(qiáng)分布

3結(jié)論

通過對仿真結(jié)果的分析，得到以下主要結(jié)論：導(dǎo)彈發(fā)射過程中最大壓強(qiáng)出現(xiàn)在發(fā)射位壓力室底部，燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)應(yīng)力防護(hù)應(yīng)以壓力室為主。起始沖擊波在燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)內(nèi)具有較高的超壓峰值，排導(dǎo)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計需充分考慮起始沖擊波的存在及其破壞作用。

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(責(zé)任編輯周江川)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

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(xiàn)標(biāo)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(fā)射系統(tǒng)工程與集成技術(shù)研究。

收稿日期：2015-05-14；修回日期：2015-06-20