弹道导弹燃气弹射技术

程洪杰, 陈 力, 林 睿

(火箭军工程大学兵器发射理论与技术国家重点学科实验室, 西安 710025)

0 引言

随着现代空间侦察技术的快速发展,对导弹隐蔽生存和机动性也提出了更高的要求,弹射相对于自力发射能有效提高导弹速度和射程,简化阵地设备以提高地面机动能力,减少烧蚀和冲击,降低阵地红外特征[1],因而对满足导弹特定作战需求有巨大优势。

早期的导弹弹射技术主要采用液压式弹射和压缩空气式弹射,20世纪50年代末期以来,由于固体火箭发动机相关技术的迅速发展以及内弹道学理论的更新和完善,使弹射装置小型化成为可能,燃气弹射技术和燃气蒸汽弹射技术应运而生[2]。

1 基于零维内弹道模型的研究方法

零维内弹道模型在定量分析内弹道性能变化趋势及结构设计优化上具有明显优势。文献[2]和文献[3]给出了经典内弹道学的整套计算和分析方法,为内弹道设计及优化奠定了理论基础。

1.1 内弹道性能影响因素研究

高、低压室压强曲线及最大压强、导弹的最大加速度及出筒速度是衡量内弹道性能的重要特征量。影响内弹道性能的主要因素有:

1)高压室装药。火药的燃速直接决定了高压室压强曲线的形状及其最大值,影响火药燃速的主要因素如表1所示。

2)低压室初始容积。当低压室的初始容积减小时,低压室压强上升速度加快,冲击振动效应变强,弹底燃气温度逐渐增大,初始容积的残余空气具有阻隔高温燃气减少弹底烧蚀的作用[7];倘若初始容积过大,低压室压力上升缓慢,将严重影响导弹出筒速度。此外,初容较小还将会导致喷管流动状态为非临界状态,对高压室形成反压作用,导致高压室压力出现波纹状波动[4]。

3)喷喉截面积。喉部直径是弹射器内弹道设计中的重要参数,喉部通气面积直接决定燃气的流量大小,从而影响对导弹的做功能力。喷口越小,离筒速度越大,但喷管过小则后喷不足,导弹过载和后座加大,严重影响发射精度[8]。

4)环境温度。文献[9]通过燃气发生器在高温(+60 ℃)、常温(+20 ℃)和低温(-40 ℃)的热试车实验和高、常、低温的弹射实验,发现燃气发生器的压强峰随温度升高而变大,低温弹射后劲不足,影响导弹加速度和出筒速度。

表1 影响高压室压强变化的因素

1.2 内弹道结构优化设计研究

弹射装置的结构尺寸对工质的流场形态有重要影响,所以结构优化成为研究内弹道性能的重要方向。合理选择装药和喷管尺寸,可以消除发射过程中导弹的加速度高频脉冲过载[10],而推迟后喷、增加发射筒端面积和减小尾喷管喉部面积可以提高导弹出筒速度[8]。

文献[11]针对低压室峰值压强过大的问题,采用增大低压室初始容积、减小主装药初始燃面和增大喷管喉径的方法,有效的解决了低压室压强过大的问题。文献[12]改进单活塞气缸式弹射装置,设计了双级提拉式弹射装置,增加导弹有效加速行程,在保证低过载的情况下,提高了导弹出筒速度。

1.3 零维内弹道的“修正”方法

1)试凑法

文献[9]通过实验获取了弹射器在高温(+60 ℃)和低温(-40 ℃)下的“压强-时间”和“加速度-时间”曲线,并用经典内弹道学作出理论曲线,用试凑法修正理论曲线,使其逐步逼近试验曲线。为经典内弹道学的完善提供了新的思路。

2)“半实验半理论”的方法

文献[13]采用燃气发生器实验数据绘成的高压室的压强-时间曲线,以此替代经典内弹道学从燃面理论推导的曲线,从而建立低压室内弹道及运动学求解方程组,经仿真,与纯理论计算相比,误差小于2%,对于燃气发生器的设计具有指导意义。

2 多维模型的数值仿真研究

随着计算机性能的提高以及计算流体力学(CFD)理论尤其是动网格技术的发展,使得多维数值计算的方法在内弹道研究中得到广泛应用[14-15]。如图1所示,弹射内弹道模型对称特性显著,故通常采用二维轴对称模型。

图1 燃气弹射装置结构示意图

2.1 零维模型与二维模型优缺点

零维理论不考虑燃烧物之间化学反应,认为气体在空间上是均匀的,所以并不能精确描述内弹道变化过程和流场特性[7],但零维模型具有计算量小、速度快的优势。二维轴对称模型能准确地给出高、低压室的流动细节和压力分布情况[16],二者计算结果相差不大[17]。

2.2 二次燃烧现象研究

文献[16]和文献[17]是单相燃气弹射内弹道模型,但燃气并不是单一组分,常带有大量富燃气体[18],与低压室氧气发生二次燃烧现象[19],形成了初始压强峰,造成流场温度、压力和荷载上升,出筒时间缩短,出筒加速度降低,出筒速度提高[20]。文献[21]进一步研究了喷管入口燃烧产物压力和组分浓度比值对内弹道和荷载的影响,得出结论:随着喷管入口压力增大,低压室氧气消耗时间缩短,导弹出筒时间缩短,出筒速度增加,加速度峰值增大;随着喷管入口CO与H2浓度比值变大,低压室氧气消耗时间变长,导弹出筒速度减小,加速度峰值减小。

2.3 结构对二次燃烧的影响

含有环形腔结构会改变燃气流扩散方向,减小燃气与空气的接触面积,有效降低二次燃烧的冲击;环形腔开口向上时,压强和加速度变化趋于缓慢,导弹出筒速度变小,导弹出筒时间延长[22]。文献[23]表明壁面障碍物会降低二次压力峰的冲击,延迟导弹出筒时间,减小出筒速度,当障碍物高度为300 mm时,荷载变化平稳,出筒时间较短且出筒速度较高。

3 缩比实验

对于大型弹射器,由于经济、技术等条件的限制,使得用缩比模型试验代替实物原型试验的方法得到广泛应用[24-25]。缩比有如图2的两种方案,文献[26]运用“化四维因次为三维因次”的方法,从理论上推导了模型Ⅰ(奇异相似)和模型Ⅱ(几何相似)与原型的内弹道参量对应相等的条件。奇异相似方案在直观考察装药、高压室工作压强等方面具有优势,宜优先选用[2]。

图2 发射筒系统模型

4 目前仍存在的问题及发展趋势

4.1 多变量的耦合研究

在导弹弹射过程中,药柱质量误差、侵蚀燃烧、燃面燃烧规律、喷喉尺寸、低压室端面积及初始容积均对内弹道性能有直接影响,高压室的长径比也对内弹道压力曲线有重要影响[27],且上述因素之间互相具有耦合关系。现有文献虽然有研究少量耦合现象,但变量数较少,多变量的耦合尚待进一步研究,如:低压室初始容积过大,二次燃烧现象严重,弹底温度过高,且压力上升缓慢;低压室初始容积过小,则对弹体冲击效应明显,过载过大,且低压室易出现较大压强峰,对高压室造成反压,同时也给发射筒增加强度负担。如何调整高压室尺寸、装药设计、喷管尺寸和低压室尺寸,使内弹道性能达到最优,这具有重要意义。

4.2 现代智能算法在线优选结构参数

由于内弹道结构参数耦合及设计方程组欠约束,传统的内弹道设计需多次试算逐步逼近可行方案,然而并不能保证为最优方案[2]。所以修正零维模型使其正向计算结果与实验结果吻合,再利用强大的现代智能算法对结构参数进行在线优选匹配,对使内弹道性能、能量利用效率及空间利用效率耦合达到最优具有重要意义。

4.3 一体化内弹道模型

在传统的CFD研究中,低压室流场入口边界条件通常来自燃气发生器的实验数据,在超临界状态下,这种方法是可行的,但实际情况中可能出现亚临界状态,此时方法就存在误差,所以考虑推进剂的燃烧过程,并建立一体化内弹道模型显得非常必要。

4.4 多相流的研究

铝粉具有高燃烧热,加入固体推进剂中,可以提高火箭发动机的比冲,减少不稳定燃烧[28]。添加铝粉后的推进剂燃烧除了产生气固两相燃气,还带有熔融状态的Al2O3液滴,之后Al2O3液滴放出热量相变为固体颗粒并聚集结块[29-30],撞击在燃烧室、发射筒上、导弹底部,形成侵蚀,铝粉的燃烧过程还会引起一氧化碳、二氧化碳和氢气等组分以及温度场的变化[31]。多相流中颗粒、液滴、气泡在壁面上的碰撞和聚集对内弹道的温度场、速度场及压力场均有重要影响[32],对于多相流如何影响弹射内弹道性能及荷载特性,尚待进一步研究。

4.5 低燃温推进剂对内弹道影响研究

燃气温度过高导致对导弹底部有烧蚀是燃气弹射技术最大的弊端,随着低燃温火药技术的成熟,燃气发生剂燃速在15～35 mm/s可调,燃烧温度在1 000～1 500 ℃[33]。为了降低燃温,推进剂里面添加了降速降温剂以及多种催化剂,或者采用改变金属(催化剂)粒径的方法[34-35],这些物质的添加会增加燃气组分的复杂性,目前针对低燃温推进剂对内弹道性能的影响研究相对较少。

5 结束语

现行燃气弹射的研究多采用理论和实验相结合的方式,尽管已取得诸多成果,但有关文献的研究仍然存在诸多不足。文中从多变量耦合、现代智能算法在线优选结构参数、建立一体化内弹道模型、多相流以及低燃温推进剂5个方面指出了未来需要解决的问题及发展的趋势。

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