导弹垂直发射燃气排导系统流场数值分析

邴笑寒,刘林密

(海军航空工程学院　a.研究生管理大队； b.飞行器工程系, 山东 烟台　264001)



导弹垂直发射燃气排导系统流场数值分析

邴笑寒a,刘林密b

(海军航空工程学院a.研究生管理大队； b.飞行器工程系, 山东 烟台264001)

摘要：为了深入了解垂直发射装置内流场结构，应用数值计算的方法对导弹垂直发射系统燃气射流流场进行了仿真模拟，并对垂直发射燃气排导系统内压强的分布情况进行分析；结果表明：导弹发射的过程中，起始冲击波在燃气排导系统内具有较高的超压峰值，燃气流的最大压力载荷出现在发射位压力室底部，为垂直发射装置的结构设计优化工作提供重要的理论基础。

关键词：数值计算；燃气排导系统；压力载荷；起始冲击波

本文引用格式：邴笑寒,刘林密.导弹垂直发射燃气排导系统流场数值分析[J].兵器装备工程学报，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.

导弹垂直发射系统具有通用性好、生存力强、全方位发射、发射率高等诸多优点，顺应了现代战争对武器装备在瞬时快速反映、多目标交战、抗饱和攻击等综合能力的基本要求[1]。但是导弹垂直发射的过程中将产生大量带有固体颗粒的高速、高温燃气流，能否控制燃气射流经燃气排导系统压力室及排气道安全排出是实现导弹垂直发射的重要问题[2]。

激波是超声速气流中的强压缩波，激波的产生会使气体的压强、密度、温度等突然升高，因而是垂直发射装置结构破坏的主要因素[3-4]。本文通过数值计算，给出垂直发射燃气排导系统内流场压强分布情况，总结流场的激波结构，为垂直发射系统燃气排导技术研究提供理论依据。

1计算模型

1.1物理模型

导弹垂直发射燃气排导系统主要由排气道、压力室和舱口盖总成组成。其中标准单元压力室设有8个发射位。8个发射位分为两排，中间与排气道相连。导弹发射过程中，高速燃气流将发射箱后盖冲破并进入压力室内，其核心区直接冲击到压力室底部的导流板上，并沿导流板偏转180°经排气道排入大气[5]。

导弹在装置内发射时，由于其运动速度远低于尾部燃气流的速度，当导弹的运动位移较小时可忽略其造成的流场变化，而当导弹运动位移增加时燃气流对系统底部的压强将迅速减少。因此，计算导弹静态发射工况下的燃气流场能够模拟垂直发射装置受到的流场载荷[6-7]。

在不影响流场运动状态的前提下对模型作如下假设[8]：忽略发射过程中弹体外突结构对流场的影响；只考虑喷管扩张段，喷管喉部给定入口条件；认为燃气流是均质的混合气体；网格划分采用结构化六面体网格，计算网格如图1。

图1　部分计算网格

1.2计算模型

导弹发射时，发动机喷管喷出的高速燃气流具有很大的马赫数，需将燃气流看做可压缩气体处理，同时在计算时必须考虑喷管内流和外流之间的相互作用。针对这一复杂流场，本文应用可压缩的、雷诺N-S平均方程来对流场进行计算。在一般坐标系下，三维Navier-Stokes方程[9]：

(1)

(2)

(3)

以有限体积法为基础，湍流模型采用k-ε二方程模型[10]：

(4)

(5)

2计算结果分析

计算过程中设置4个监测点，分别为1号位压力室底部监测点P1，排气道底部监测点P2，排气道顶部排气盖监测点P3，2号位压力室底部监测点P4，如图2所示。

图2　燃气排导系统监测点布置示意图

从图3(a)的时间-压强曲线中可以看出，在发射的起始阶段发射位压力室底部压力值瞬间达到0.66 MPa，之后压力迅速回落至0.50 MPa左右并发生振荡。当T=0.03 S时压力室底部压强降至0.38 MPa。波谷过后发射位压力室底部压强逐渐回升，稳定于0.47 MPa。

图3(b)为排气道底部压强分布，从曲线图中可以明显的看到两次峰值。但由于排气道底部距离喷管口较远，其压力值较小，两次峰值分别为0.13 MPa和0.10 MPa。图3(d)的时间-压强曲线走势与图3(b)的基本相似，其两次峰值分别为0.10 MPa和0.12 MPa。

从图3各监测点的时间-压强曲线分析可知：

(1)导弹发射过程中排导系统内各测点的压力值均不相同，最大压强出现在发射位压力室底部，其压力峰值可达0.66 MPa，并且发射位压力室底部的压力载荷持续时间最长，因此燃气排导系统的结构应力防护应以压力室为主。

(2)燃气排导系统内压强出现了两次峰值。

第一次峰值是由燃气射流的起始冲击波引起的。起始冲击波激波结构如图4所示，导弹发射的起始阶段，燃气射流在喷管内迅速膨胀加速。超音速燃气流形成高压分界面不断将装置内静止冷空气向外推送。压力室内冷空气不断压缩叠加，形成起始冲击波，激波中心压力值可达6 MPa，它是引起结构破坏的重要因素之一。

第二次峰值为燃气流将冷空气排出燃气排导系统的过程中产生的。其激波结构如图5所示，在这一阶段冷空气被燃气流挤压不断向压力室底部运动，当冷空气被压缩到压力室底部时，速度降低，压力室底部出现强压区。此时，燃气射流对压力室底部的压强冲击达到最大值。第二次峰值的作用时间相对第一次压力峰值较长，是燃气射流对燃气排导系统主要的压强载荷。出现第二次峰值的因素主要有两个：发射装置内静止的冷空气被燃气流挤压排出装置外的过程中对燃气流产生阻碍的力；燃气排导系统内涡的存在使燃气射流的运动状态受到阻碍。

(3)图3(c)为排气道顶部排气盖压力曲线，从图中可以看到在T=0.03 S时刻，监测点P3达到压力峰值0.11 MPa，该峰值达到了排气盖打开的设计要求。排气盖在该压力的作用下打开，燃气排导系统内因燃气流分离产生的涡被排出了排气道，燃气流的运动阻碍消除导致系统内压强下降。从图3的时间-压力曲线可以看到在T=0.03 S时排导系统各部位压强均出现了不同程度的下降。

图3　燃气排导系统各监测点时间-压强曲线

图4　起始冲击波激波结构

图5　T=0.025 s时压力室内压强分布

3结论

通过对仿真结果的分析，得到以下主要结论：导弹发射过程中最大压强出现在发射位压力室底部，燃气排导系统的结构应力防护应以压力室为主。起始冲击波在燃气排导系统内具有较高的超压峰值，排导系统的结构设计需充分考虑起始冲击波的存在及其破坏作用。

参考文献：

[1]文增辉.MK41热发射的先锋[J].兵器知识,2005(11):56- 58.

[2]姜毅.舰载导弹垂直发射系统燃气流场的三维数值计算[J].北京理工大学学报,2002(4):24-27.

[3]妖昌仁,唐国梁.火箭导弹发射动力学[M].北京：北京理工大学出版社,1998:34-42,45-48.

[4]徐文灿,胡俊.计算流体力学[M].北京：北京理工大学出版社,2012:132-142.

[5]赵贤超,汪波,林源.导弹意外点火时燃气排导系统流场数值模拟与分析[J].战术导弹技术,2012(2):41-45.

[7]林一平.美国反舰导弹及其发射装置的改进[J].舰载武器,1999(2):17-18.

[8]吴利民,陈劲草.排导系统格栅倾角研究[J].舰船科学技术,2007(1):79-80.

[9]许羚.垂直发射装置内流场数值模拟[D].哈尔滨：哈尔滨工程大学，2007.

[10]蔺翠郎,毕世华.同心筒发射装置导弹燃气热效应数值模拟[J].导弹与制导学报,2008，28(3)：193-195.

(责任编辑周江川)

【装备理论与装备技术】

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.

文章编号：1006-0707(2016)01-0052-04

中图分类号：TJ768.2

文献标识码：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.

作者简介：邴笑寒(1990—)，男，硕士研究生，主要从事发射系统工程与集成技术研究。

收稿日期：2015-05-14；修回日期：2015-06-20