新型优化同心筒自力发射流场机理与降温效果*

杨风波，马大为，乐贵高，夏倩倩，胡晓磊

（南京理工大学机械工程学院，南京 210094）

新型优化同心筒自力发射流场机理与降温效果*

杨风波，马大为，乐贵高，夏倩倩，胡晓磊

（南京理工大学机械工程学院，南京 210094）

针对同心筒自力发射结构优化与热环境改善的问题，基于雷诺平均方程及轴对称N-S方程，依托弹性变形和网格再生成方法结合的动网格技术，对3种不同结构形式同心筒发射装置的二维轴对称流场进行了非定常数值计算，得到了不同结构条件下动态的流场机理及导弹热环境特性。计算结果显示：导流器方案能实现燃气流迅速顺利排导；筒底收缩段设计能有效遮挡反溅燃气流；筒口导流板结构较好抑制了内筒的“倒吸效应”，确保导弹和内筒的热安全；揭示了优化同心筒的流场结构与降温机理，可为相关研究提供参考。

同心筒发射装置，燃气射流，流场机理，热环境特性

0 引言

同心筒自力发射系统是一种先进的发射装置，其具有独立的燃气排导系统、良好的兼容性、较小的过载量、简便的维护保障等优点，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］通用发射系统中已经得到了应用，我国也有技术跟进发展。但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。对同心筒发射装置进行热结构优化设计，改善热环境，确保导弹与发射系统的热安全，一直是科研工作者致力于解决的问题之一。

目前，针对同心筒自力发射方案，国外做了数值模拟和大量实验研究，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。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、导流型面半径等参数对筒内流场的影响，但其数值求解多采用静态计算，没有揭示流场机理；傅德彬［5］等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，没有分析排导机理。从现有研究进展来看，通过分析不同结构动态的流场结构，进行燃气排导降温机理与效果的研究鲜见报道。

本文基于轴对称N-S方程、RNG k-ε模型，并结合动态分层网格，以某基准同心筒为参照，分别研究了改进导流锥、筒底伸缩挡流板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分别进行了分析。结果显示本文提出的优化热结构模型中导弹及内、外筒的热环境优良，表明该同心筒自力发射装置热结构设计是成功的。

1 流体模型与数值计算方法

1.1 流体基本控制方程

在忽略化学反应和热传导的假设下，轴对称流动Navier-Stokes方程组的守恒形式可以表述为：

Hv是粘性通量轴对称源相，具体形式参考文献［7］；t是时间变量；ρ为密度；u、v分别为x、y方向速度分量；p为压强，对于理想气体满足状态方程p=（γ-1）ρe；γ是比热比；为粘性应力张量；e为单位质量内能；E为单位体积总能量；h为单位体积总焓。

1.2 湍流模型

上世纪70年代，美国物理学家Wilson把量子场论中的重正化群（简称RNG）方法创造性地运用到相变理论研究中，因此，获得诺贝尔物理学奖。80年代中期，Yakhot和Orszag［8］在总结前人基础上，首先系统利用RNG方法分析湍流场，许多学者多起进行了修正与发展，本文采用如下RNG k-e湍流模型［9］。

1.3 计算方法

本文对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。

2 数学模型描述

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、内筒收缩段、筒口导流板，并进行了对比研究，分析了各结构对排导性能及导弹热环境的影响。

表1 同心筒自力发射热结构方案

图1 方案2结构示意图

图2 方案3优化结构示意图

图1 、图2分别给出了传统同心筒结构方案和优化改进后的同心筒自力发射结构方案的结构示意图。

3 数值实验对比分析

3.1 发射装置流场机理分析

图3中列出了方案1、方案2和方案3中弹底观测面3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，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，内外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4（a）、4（b）所示，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，但由于弹底排导顺畅且气流速度远大于弹顶对应的气流速度，所以弹顶和弹底出现了压力差，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4（c）～4（f）所示，内筒有部分冷空气，所以倒吸初期，弹底被迅速降温，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，方案3热结构优良，倒吸入内筒的低温气体对导弹起到很好的冷却作用。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”截然相反，本文中6个方案均没出现文献［8］中提出的共性问题，且本文的数值实验结果显示，本文的分析与观点是正确的。

图3 方案2、方案4、方案5观测壁3温度时程曲线

图4 各方案在0.024 s时刻筒底速度矢量

3.2 发射装置热环境特性对比分析

图5、图6分别给出了方案1、方案2中，0.25 s时刻内、外流场的温度分布情况。从这两图中可以看出，0.25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3.1的分析，可从以下方面解释：从3.1的流场特性分析可看出，在0.25 s时刻，两方案均处于筒口气流被“倒吸”到内筒底部的过程；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。可以看出，方案2具有更好的燃气流排导性能，但无法抑制反溅流与“倒吸”效应。

图5 方案1在0.25 s时刻温度分布

图6 方案2在0.25 s时刻温度分布

图7 方案组合温度分布对比

为进行对比分析，图7给出了组合方案的温度分布图。方案3中增加了筒底带折角的伸缩段和筒口导流板，为分析两种结构对流场特性与热环境的综合影响，图7（a）给出了方案2、方案3的温度对比图。从图7（a）可以看出，带折角的伸缩段有效遮挡了高速燃气流和外筒作用后的反溅流，对弹底部的热环境有很大改善，同时，外筒的热环境也得到进一步改善，温度降到2 000 K左右；另外，筒口导流板将燃气流有效的排到同心筒周围，在导弹上方的气流温度较低，倒吸效应减弱，倒吸入内筒的气体温度较方案2对应值低很多，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，并且由于本文中的导流板由于设计合理，没有出现排导受阻，反而排导更为顺畅。

图8 方案2、方案3弹顶观测面温度时程曲线

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2、方案3弹顶观测面的温度时程曲线，方案2中，弹一直被高温燃气束包束，弹顶处于高温震荡状态；方案3为传统同心筒模型的优化方案，弹顶热环境较优良，温度一直处于800 K以下；提出的优化方案3弹顶温度上升更慢。

图9 方案1～方案3观测壁1温度时程曲线

图10 方案1～方案3观测壁2温度时程曲线

图11 方案1～方案3观测壁3温度时程曲线

图12 方案2、方案3外筒观测面温度时程曲线

图9 ～图11分别给出了各方案在观测壁1、观测壁2，及观测壁3的温度对比时程曲线。在观测壁面1、观测壁2及观测壁3上，方案3对应热环境明显更优，且离弹底距离越远，其热环境越优；在排导初期，两个方案在3个观测面的温度均能较快降下来，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，并能有效遮挡反溅流；在导弹发射后期，两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1、方案2倒吸效应更为明显，温度更高，呈现震荡上升趋势，随着导弹的运动，方案3的倒吸效应明显更弱，弹底部的温度已明显更低；另外，在3个观测面，方案3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，这种效果会越来越明显。

图12给出了方案2、方案3中外筒观测面的温度曲线，排导趋于稳定后，方案3该观测面基本能保持在2 250 K左右，外筒热环境比文献［8］中热环境（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。

4 结论

①利用分层动网格技术，通过求解二维轴对称N-S方程，研究了高导流锥、筒底伸缩折角段和筒口导流板等结构对同心筒发射装置流场特性和导弹热环境的影响，分析显示，高导流锥能实现燃气流的快速顺畅排导，筒底折角伸缩段能有效遮挡到弹底部的反溅流，筒口导流板能较好改善筒口热环境，改善“倒吸效应”，且文中方案动态流场没有出现文献［7］中提出的共性问题；②本文提出的优化方案能实现弹底燃气流快速顺畅排导，外筒上段结构有效遮挡燃气流，倒吸进入内筒的多为低温空气，对导弹起到了很好的气冷保护作用，该方案在内、外筒及导弹热环境方面全方位优于方案1和2，表明提出的方案3是合理的，热结构设计成功的；③通过流场结构的分析，揭示了优化方案排导降温的机理。

［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］.导弹与制导学报，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］Zhang H X，Fu L.NND Schemes and Numerical Simulation of Axial Symmetric Free Jet Flows［J］Acta Mechanica Sinica，1990，6（3）：193-203.

［7］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.

［8］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.

［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.

Research on Flow Field Mechanism and Cooling Effect of a New Optimized Concentric Canister Launcher

YANG Feng-bo，MA Da-wei，LE Gui-gao，XIA Qian-qian，HU Xiao-lei
（School of Mechanical Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094，China）

Based on the RANS governing equations，axisymmetric N-S equation and dynamic mesh technology with spring based smoothing method and remeshing method，the axisymmetric flow fields of different shapes of concentric canister launcher have been simulated numerically，both the flow field mechanism and missile thermal environment characteristics of different structure form are obtained to deal with the structural optimization and thermal environment improving problem of concentric canister launcher.The numerical results show that the deflector scheme is in favor of exhausting the jet quickly and smoothly;through the design of the shrinking part at the rump of internal cylinder，the reflection of the high temperature jet can be reduced significantly;the reverse absorption effect of jet flow can be well inhibited，so the thermal safety of missile and internal cylinder can be guaranteed.Moreover，the flow structure and cooling mechanism of the concentric canister launcher scheme are revealed，and the numerical results can provide important guidance for relative investigations.

concentric canisterlauncher（CCL），missilejet，flow field mechanism，thermal environment characteristics

TJ762

A

1002-0640（2015）05-0079-04

2014-03-04

2014-05-17

国防基础科研基金资助项目（B2620110005）

杨风波（1987- ），男，湖北荆门人，博士研究生。研究方向：兵器发射理论与技术。