新型车载同心筒流场机理与热环境研究①

杨风波，马大为，任 杰，乐贵高，聂 赟

(1.南京理工大学 机械工程学院，南京 210094；2.北京机电工程总体设计部，北京 100854)

0 引言

同心筒自力发射系统具有独立的燃气排导系统、良好的兼容性、较小的过载量、简便的维护等优点，符合未来发射系统快速、全方位无死角打击的发展趋势，在舰载[1]、潜载[2]传统通用发射系统中已经得到了应用，但传统同心筒一般内置于舰艇或潜艇，这限制了其优点的充分发挥。目前，将同心筒应用到路基车载武器中也成为武器系统的发展方向之一，而车载武器系统起竖后，同心筒直接外置于大气中，这为其热结构优化设计，导弹和发射系统热环境改善提供了更多可能。

同心筒发射装置及导弹会承受高温高速燃气射流的强热冲击和动力冲击，这对发射装置的工作性能和导弹的热安全提出了重大挑战。目前，针对舰载和潜载同心筒自力发射方案，国内在这方面跟进国外进展，做了很多理论探索与实验研究，致力于改善同心筒和导弹的热环境。苗佩云和袁曾凤[3-4]研究了开盖技术，分析了同心筒内外间隙、导弹发动机距筒底距离等参数对筒内流场的影响，但其数值求解多采用静态计算，没有揭示动态的流场机理；傅德彬等[5]利用动网格技术模拟了同心筒自力发射过程中燃气射流流场，没有分析燃气排导机理；姜毅等[6-7]进行了数值模拟工作和实验研究，提出了“引射同心筒”概念；马艳丽等[8]对“湿式同心筒”的降温效果进行了研究，探索了用在筒底加水的方式来降低出口燃气温度；于勇等[9]利用拉瓦尔喷管加速的原理，提出了一种外筒“变截面同心筒”；侯金瑛等[10]研究了水下同心筒发射燃气流和水混合、汽化的问题。从现有研究进展来看，基于路基车载同心筒自力发射系统的流场机理及热环境特性研究鲜见报道。

本文基于二阶AUSM格式、RNGk-ε模型，并结合动态分层网格，以某基准同心筒为参照，研究高导流锥、筒底折角伸缩段及筒口导流板对同心筒自力发射装置排导性能、内外筒流场机理以及导弹和内外筒的热环境的影响，给出热环境友好的优化方案。结合该优化方案，提出一种全新的适合车载路基发射的同心筒概念，为车载路基导弹发射提供了一种新思路，并分析其流场机理与热环境特性。通过求解N-S方程，实现若干方案的动态数值模拟来摸索若干结构对流场机理与热环境特性的影响。

1 流体模型与数值计算方法

1.1 流体基本控制方程与湍流模型

本文进行动态数值计算，伴随着控制体的运动、生成与消失，对流体运动描述宜采用任意拉格朗日欧拉方法(ALE)。在忽略化学反应的假设下，考虑燃气和空气混合的ALE形式轴对称Navier-Stokes方程组的守恒形式可表述为

(1)

其中：

E=ρe+ρ(u2+v2)/2

式中t为时间变量；ρi(i=1，2)为组分密度；ρ为混合气体密度；u、v分别为x、y方向速度分量；p为混合气体压强，对于理想气体满足状态方程p=(γ-1)ρe；Di为组分扩散系数；uw、vw为控制体表面速度；γ为比热比；τ为粘性应力张量；e为混合气体单位质量内能；E为混合气体单位体积总能量；hi为组分单位体积焓；h为混合气体单位体积总焓；ω为组分质量生成率。

本文采用文献[9]中的湍流模型。

1.2 计算方法与边界条件

本文对于控制方程组的求解，方程的对流项采用二阶AUSM格式，而粘性项采用中心差分格式，为匹配高阶格式，时间项则取二阶R-K格式。入流条件由流动条件给出；外部边界条件分2种情况处理，若流动为超音速时按一阶外推，若流动为亚音速时，按压力条件；在壁面上按固壁边界条件给出；流场初值赋大气条件。

2 模型描述

典型同心筒结构主要由内筒、外筒、筒底半圆形端盖和内外筒辅助支撑组成。本文以经典同心筒结构为参照，分别增加了高导流锥、内筒折角收缩段、筒口导流板，分析各结构提高排导性能、改善导弹热环境的效果。针对路基车载发射环境，提出一种新型同心筒自力发射系统。各方案如表1所示。

表1 同心筒自力发射热结构方案

图1、图2分别给出了传统同心筒优化结构和路基车载同心筒自力发射结构方案。路基车载方案中，内筒和外筒上部结构做成一体，中部有导流板结构，如图2所示，该方案具有完全轴对称性质。因此，取二维轴对称流场为研究对象。

图1 传统优化同心筒示意图

图2 新型同心筒结构方案

3 数值实验对比分析

3.1 数值方法验证

为验证本文采用的数值方法的可靠性，采用本文的二阶AUSM数值格式，对文献[12]中超声速伴随射流进行了相同计算条件下的对比研究。

图3给出了超声速伴随射流计算密度和压力等值线。从图3可看出，超声速来流强烈压缩喷口射流，出现两道斜激波、射流激波。从密度等值线可看出，斜激波和入射激波中间存在两道间断，而压力等值线中无间断产生，故该间断为接触间断。第一道斜激波后伴随有膨胀扇产生，第二道斜激波下方的射流激波受压缩遇到中心轴线发生反射，反射激波和接触间断相交，马赫盘结构消失。

通过对比分析可看出，数值模拟的波系结构、流场特征和试验纹影图吻合良好，说明本文采用的数值格式在比常规射流复杂的超声速伴随射流中也是可靠的，适用于本文带燃气的同心筒流场分析。

(a)密度等直线

(b)压力等直线

(c)实验纹影图[12]

3.2 同心筒流场机理对比分析

同心筒由于发射系统结构特殊，其流场机理较复杂。图4中列出了方案5、4和方案2中弹底观测面的温度变化规律，所有方案中，导弹底部观测面均呈现出温度先上升，后下降，然后再上升的燃气烧蚀过程。结合图5给出的方案4、3(各方案规律类似)一些时刻的速度矢量图，可从以下方面来解释：在发射初期，发动机点火，大量高温高速燃气在筒底无法迅速排完，出现激波、反射激波等复杂波系结构，内筒的压力均高于外界压力，所有方案中均出现内筒向外排气的“引射效应”(内筒燃气速度向上)，如图5(a)、(b)所示，而筒底的反溅流加剧了内筒的“引射”效应，导弹底部被燃气包围，热环境趋于恶劣；随着导弹的运动，筒底波系结构趋于稳定，并伴随着大量燃气排到导弹上方，弹底部的气流速度和弹顶相反，但由于弹底气流速度远大于弹顶对应的气流速度，所以弹顶、弹底出现了压力差，且弹顶压力更大，出现了气流流向内筒底部的“倒吸”现象，如图5(c)～(e)所示，内筒有部分冷气体，所以倒吸初期，弹底被迅速降温(见图4)，也说明初始内筒高温燃气没有被引射到内筒口。到后期，由于热结构的不同，筒口热环境有异，回流气体温度有差别，导弹所处热环境就不一样，但温度都出现了不同程度的反弹(见图4)。

图4 方案2、4、5观测壁3温度时程曲线

本文的分析与文献[7]提出的观点“由于筒口排出的燃气对导弹与内筒之间的燃气有强引射效应，筒口压力降低，将筒底燃气吸向筒口，外筒与内筒两路反射高温燃气包裹导弹，使得导弹被高温燃气包围”相反，本文发射前期内筒气流没有被“引射”到筒口，后期筒口的气流被“倒吸”至内筒。

3.3 同心筒热环境特性对比分析

发射装置的流场机理直接影响其热环境特性，3.2节的分析显示，各方案流场规律基本一致，但不同结构对应的流场变化强弱不一样。图6给出了方案1、2中，0.25 s时刻内、外流场的温度分布情况，高温燃气流在弹头部相交，弹头几乎被高温燃气束包裹。从图6中可看出，0.25 s时刻，方案2内筒和导弹的热环境整体优于方案1，方案2外筒温度明显低于方案1对应的温度，两方案内筒和导弹下半段温度基本一致，但是方案1弹顶温度明显低于方案2对应温度，结合3.2节的分析，可从以下方面解释：结合图4可看出，在0.25 s时刻，两方案均处于筒口气流被“倒吸”到内筒底部的阶段；方案2中高导流锥加速了燃气流的排导，相同时间内经过外筒排导到筒口的燃气量更多，且具有更高速度；这样使得方案2中筒口具有更多高温燃气，同时其筒口与筒底压强差更大，最终通过“倒吸”效应进入到方案2内筒的燃气量更大，使得方案2内筒热环境稍恶劣于方案1。可看出，方案2具有更好的排导性能，但无法抑制反溅流与高温气流的“倒吸”效应。

(a)方案4筒口0.024 s时刻

(b)方案4筒底0.024 s时刻

(c)方案4筒口0.09 s时刻

(d)方案4筒底0.09 s时刻

(e)方案3筒底0.25 s时刻

(a)方案1 (b)方案2

为更好分析各方案的热环境，图7给出了方案组合的温度分布图。图8～图10给出了不同方案组合在不同观测壁的温度时程曲线。

方案4为传统结构的优化方案，增加了带折角的筒底伸缩段和筒口导流板， 2种结构对流场特性与热环境的综合影响如图7(a)所示。结合3.2节的分析可知，0.5 s时刻，“倒吸效应”明显，筒口导流板将燃气流有效的排到同心筒周围，倒吸进入内筒的气流温度低很多。图8显示，导弹周围气流降到800 K左右，导弹的热安全性得到有力提高；同时，外筒的热环境也得到进一步改善。如图10所示，外筒观测面温度降到2 300 K左右。

从图7(d)可看出，在同心筒底部，方案5的排导更为顺畅；对于方案4，导弹底部温度明显低于导弹中上部温度，这说明导流器设计、伸缩段结构以及导弹距筒底的距离的优化组合是合理的，也说明方案4中的筒口高温燃气流“倒吸”效应仍没有得到很好抑制。从图7(b)可看出，在导弹运动0.5 s后，本文针对路基车载发射环境提出的方案5中，发射筒底部，导弹底部，弹头部位热环境均优良。图9(b)显示，导弹底部观测面温度几乎接近300 K，发射筒口高温气流的“倒吸”效应也得到了很好的抑制。图7(c)方案4中，由于筒口燃气流没有被很好排导，高温燃气流被倒吸入内筒。图8和图9(b)显示，弹顶和弹底热环境较差，温度接近800 K。说明本文针对路基车载特定的发射环境提出的方案5热结构设计是合理的，内、外筒及导弹的热环境优良，优于传统同心筒优化方案。

(a)方案4、2在0.5 s

(b)方案5在0.5 s

(c)方案4在0.5 s

(d)方案5、4在0.25 s

(e)方案5、4在0.5 s

图8 方案3、4、5弹顶观测面4温度时程曲线

战斗部是导弹毁伤目标的最终毁伤单元，确保其热安全是发射装置热结构设计的重要内容。图8给出了方案3～5弹顶观测面的温度时程曲线。方案3中，弹一直被高温燃气束包束，弹顶处于高温状态；方案4为传统同心筒模型的优化方案，弹顶热环境较优良，在800 K左右震荡；提出的方案5弹顶温度上升最慢，且随后逐步下降到最低。

图9为方案4、5在观测壁1、2的温度对比时程曲线。方案5对应温度最高值最小，温度最低值最小，且离弹底距离越远，其热环境越优；在排导初期，2个方案在2个观测面的温度均能较快降下来，其中方案5先降下来，说明导流锥与伸缩段折角设计合理，能实现燃气流快速顺畅排导；在导弹发射后期，2种方案均有不同程度的倒吸效应，导弹底部温度有局部回升，方案4倒吸气流温度更高，呈现震荡上升趋势，方案5的热环境更优，虽然在小时间范围导弹下端的温度略高于方案4的对应温度，但随着导弹的运动，弹底部的温度已明显更低。另外，在2个观测面上，方案5中温度对时间的积分值都更小，燃气流对导弹的烧蚀效应最小，且随着导弹的运动，从图7(e)对比的流场发展规律来看，这种效果会越来越明显。

图10为方案4、5中外筒观测面的温度曲线。排导趋于稳定后，方案5该观测面基本能保持在2 250 K左右。与文献[7]对比发现，本文提出的方案5和“引射同心筒”内筒热环境基本相当(300 K左右)，但方案5外筒热环境比文献[7]中引射同心筒热环境(2 700 K)更好，这可能是由于“引射效应”扰动了外筒排气流场环境。

(a)方案4、5在观测壁1

(b)方案4、5在观测壁2

图10 方案4、5外筒观测面温度时程曲线

4 结论

(1)为了对传统同心筒进行热结构设计，研究了多种结构对流场机理和热环境特性的影响，对比分析的结果表明，高导流锥能实现燃气流的顺畅排导，筒底折角伸缩段能有效遮挡反溅流，筒口导流板能较好改善筒口热环境，改善高温气流的“倒吸效应”，文中动态流场未出现文献[7]提出的“内、外筒高温引射气流共同包裹导弹”的共性问题。

(2)针对路基车载发射方式，结合传统同心筒优化设计，提出了新型同心筒概念，解决了路基车载导弹发射过程中，高温燃气流“倒吸效应”导致的导弹及发射装置热环境恶劣的工程难题。

(3)新型路基车载同心筒中，倒吸进入内筒的为低温气体，对导弹起到了很好的气冷保护作用，导弹中下部热环境友好，导弹顶部后期也基本维持400 K的低温(在800 K以下的安全范围)，内筒温度几乎能维持在300 K，倒吸冷气流改善了外筒热环境，外筒温度基本维持在2 250 K左右(低于2 700 K)。表明本文针对路基车载发射模式提出的方案5是合理的，热结构设计是成功的。

参考文献：

[1] 邵立武,姜毅,马艳丽,等.新型舰载同心筒发射过程流场研究[J].导弹与航天运载技术,2011(4):54-58.

[2] 赵汝岩,黄志勇,周红梅.潜载导弹近筒口点火数值仿真[J].固体火箭技术,2012,35(2):161-165.

[3] 苗佩云,袁曾凤.同心发射筒燃气开盖技术[J].北京理工大学学报,2004,24(4):283-285.

[4] 苗佩云,袁曾凤.同心发射筒结构及参数研究[J].导弹及制导学报,2005,25(1):359-361.

[5] 傅德彬,姜毅.用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场[J].宇航学报,2007,28(2):423-426.

[6] 姜毅,郝继光,刘群.同心筒垂直发射装置排导燃气流的改进[J].北京理工大学学报,2007,27(2):95-98.

[7] 姜毅,郝继光.新型“引射同心筒”垂直发射装置理论及试验研究[J].宇航学报,2008,29(1):236-241.

[8] 马艳丽,姜毅,王伟臣,等.湿式同心筒自力垂直热发射技术降温效果研究[J].弹道学报,2010,22(4):89-93.

[9] 于勇,母云涛.新型变截面同心筒发射装置及其热环境气动原理研究[J].宇航学报,2013,34(9):1281-1287.

[10] 候金瑛,谭大成,毕世华,等.同心筒发射潜载导弹过程数值模拟[J].固体火箭技术,2011,34(1):9-13.

[11] Yakhot C,Orszag S A.Development of turbulence models for shear flows by a double expansion technique[J] Phys Fluids A,1992,4(1):1510-1515.

[12] Agrell J,White R A.An experiment investigation of supersonic axisy-mmetric flow over boattails containing a centered propulsive jet[R].FFA-TN-AU-913,1974.