贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖研究

邵 庆,张保刚,惠卫华,鲍福廷

(1 西北工业大学航天学院,西安 710072;2 上海机电工程研究所,上海 201109)

贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖研究

邵 庆1,2,张保刚2,惠卫华1,鲍福廷1

(1 西北工业大学航天学院,西安 710072;2 上海机电工程研究所,上海 201109)

为研究导弹发射时格栅式贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖技术,文中建立了导弹和贮运发射箱二维模型,并求解非定常、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组和RNGk-ε湍流模型方程。结果表明:在格栅干扰下,燃气射流在冲破后盖过程中产生了更加强烈的扰动波;扰动波以超音速向前流动,并在前盖产生压力峰;扰动波速度和前盖压力峰值均与其强度正相关。仿真结果和试验相符,表明格栅式贮运发射箱自动开盖技术具有工程应用价值。

发射箱;开盖技术;易碎易裂盖;燃气射流;数值仿真;试验

0 引言

现代先进战术导弹普遍采用贮运发射箱(筒)技术,贮运发射箱一般由箱体、前盖、后盖和定向器等几部分构成[1-2]。目前,贮运发射箱普遍采用复合材料实现结构轻量化,特别是前、后盖主要采用非金属易碎(易裂)材料[3]。在导弹发射过程中,前后盖的开盖技术是导弹发射技术中的关键。西方国家主要采用热发射技术,后盖一般采用燃气吹破式,前盖一般采用弹头顶破式。前苏联和俄罗斯采用冷发射技术,后盖采用固定式,前盖采用胀破式[4]。

文献[4-8]研究了导弹(火箭弹、鱼雷等)在(贮运)发射箱内发射的前后盖的自动开盖过程。文献[6]对某型导弹发射时开盖技术进行了数值模拟和试验。结果表明,后盖由发动机燃气直接冲破,并在开盖过程中形成扰动波,该扰动波沿着导弹与发射筒之间的间隙向前流动,在前盖形成压力峰,将前盖冲破。文献[7]研究了后盖开盖压力对前盖开盖压力的影响,前盖开盖压力的设计应依据后盖开盖压力进行,以保证前盖的可靠开盖。实际工程中,扰动波的形成及其强弱受到发动机射流强度、后盖开盖压力、贮运发射箱内临近后盖空间及其结构、导弹与发射箱的间隙等诸多因素影响。

文中以某型导弹贮运发射箱为背景,研究了格栅式贮运发射箱前后易碎易裂盖开盖过程和箱内压力变化情况。采用非定长CFD方法对贮运发射箱进行了导弹点火后发射初期燃气流场仿真,仿真表明格栅增强了扰动波的强度,并且扰动波以超音速向前流动,并在前盖处产生足以打开前盖的开盖压力峰。针对格栅式贮运发射箱易碎易裂盖开盖过程开展了试验研究,试验中测量了扰动波压力和传播时间,前盖的开盖时间。试验结果表明后盖在发动机燃气射流作用下直接冲破,前盖在扰动波作用下正常开盖;扰动波传播时间与仿真相符,扰动波强度大于仿真。

1 仿真模型

1.1 控制方程

通过求解非定常、雷诺平均的Navier-Stokes方程的方法对燃气流场进行数值模拟,其控制方程具体如下[9]:

质量守恒方程:

(1)

动量守恒方程:

(2)

能量守恒方程:

(3)

湍流模型采用RNGk-ε双方程湍流模型方程,其控制方程如下[10]:

采购流程制度中应明确规定各项物资采购的具体流程，加强采购工作的计划性和实施调整的及时性。比如每月初制定采购计划、月中更新、月末总结调整。同时在采购工作中应建立定期物资库存盘点措施，及时把握物资的进货和库存数量，保证生产需要，同时有利于采购计划制定的准确性，这样可以减少不必要的库存，促进适时适量采购所需物资。

湍流动能方程:

(4)

湍流动能的耗散率方程:

(5)

其中:

(6)

式中：ρ为密度(kg/m3);u为x坐标轴方向上的流体速度(m/s);p为静压(Pa);E为单位质量的内能(J);q为热通量,q=-λ∂T/∂x,T为温度,λ为热传导系数;k为湍流动能(J);ε为湍流动能的耗散率;Γ为输运特性的湍流耗散系数,Γk=μt/σk+μ,Γε=μt/σε+μ,σk、σε为k和ε的湍流普朗特/斯密特数,分别取σk=1.0,σε=1.30,μ为动力粘性系数;μt为湍流粘性系数,用式μt=Cμρk2/ε来计算,其中Cμ为模型常数,取Cμ=0.084 5(m2/s);δij为克罗内克算子;i、j为坐标方向;Cε1、Cε2为模型常数,分别取Cε1=1.42,Cε2=1.68。

1.2 计算模型

为了减少计算量,文中采用了二维轴对称模型。计算模型主要包括:贮运发射箱箱体、弹体、发动机喷管、前盖、后盖、格栅、箱体后盖外的计算区域等,如图1。格栅位于后盖前。模型采用了完全结构化网格,网格总数约为5万。为了更准确的观测流场变化情况,在发射箱的前盖和后盖之间建立了5个特征面,如图2所示,5个特征面分别为f-1、f-2、f-3、f-4、f-5,它们的相对位置如表1所示。特征面上的压力值为压力在特征面上的平均值。表1中,l为特征面距发射箱前盖的距离。

图1 二维轴对称模型

图2 导弹与贮运发射筒二维模型示意图

特征面1特征面2特征面3特征面4特征面5(f-1)(f-2)(f-3)(f-4)(f-5)l/m3.6133.1762.641.4710.302

边界条件:喷管入口采用压力入口边界条件,箱体、弹体、格栅、发射箱前盖、后盖采用绝热壁边界条件,发射箱后盖在后盖开盖之前为壁面边界,后盖在开盖之后变为内部计算区域,箱体后盖外的计算区域的外边界采用压力出口边界。

2 计算结果与分析

2.1 后盖开盖压力

贮运发射箱后盖采用非金属易碎(易裂)材料,设计有预应力槽,当作用在后盖上的燃气压力超过后盖承载能力时,后盖沿着应力槽裂开成预定形状。文献[7]中研究了平均压力在0.064 55～0.211 68 MPa(表压)范围内的后盖开盖压力对前盖开盖的影响。考虑到过大的后盖开盖平均压力会形成强烈的扰动波,对弹体产生不良影响;并且,后盖中央的压力峰值远高于平均压力,早已超过后盖的承受能力。结合工程实际,选择了0.1 MPa(表压)的平均压力作为仿真时后盖的开盖压力。

计算从导弹发动机喷管内开始,燃气由喷管喷出,经过膨胀压缩,直接冲击在后盖上,在后盖中央和箱体壁面后端形成高压区,如图3所示。图3给出了有、无格栅两种情况下后盖上平均压力达到开盖压力瞬时箱体后部的压力云图。格栅已经对后盖上的压力分布产生了影响,使得后盖上的压力分布产生了波动,并且抬高了峰值。其他区域压力分布较为相似。

图3 后盖开盖前瞬间压力云图

2.2 扰动波的形成

贮运发射箱后盖开盖后,格栅对燃气射流的干扰以及扰动波的形成过程如图4所示。图4显示了扰动波形成中的5个时刻的箱体后部的压力云图。1.2 ms时,燃气流在格栅前方形成强烈的脱体激波;1.5 ms时,在图中圈出位置形成向发射箱前部流动的高压区;1.8 ms时,在图中圈出位置形成有效的扰动波。

图4 贮运发射箱扰动波的形成

图5对比了1.5 ms时刻格栅对贮运发射箱后部压力的影响。格栅打乱了燃气射流正常的膨胀压缩的波系结构,并且,在图中圈出的对照区域内,有格栅的贮运发射箱箱内压力明显高于无格栅。

图6是特征面f-1上平均压力监测曲线。有格栅的贮运发射箱在该特征面上平均压力表压值是没有格栅的2.1倍。因此,格栅具有明显增强扰动波强度的作用。

2.3 扰动波的传播过程

图7、图8分别给出了无格栅贮运发射箱和格栅式贮运发射箱f-1至f-5特征面和前盖的平均压力变化曲线。图7、图8中各曲线的峰值数据及出现时刻分别对应于表2、表3。

扰动波在后盖开盖过程中产生,沿着导弹和发射箱的间隙向前流动。各特征面上的平均压力曲线的峰值依次减小,扰动波在向前流动过程中存在衰减。

无格栅贮运发射箱前盖上的平均压力峰值大于各特征面上的峰值。格栅式贮运发射箱后盖开盖后,燃气射流在格栅的作用下产生了比无格栅贮运发射箱更强烈的扰动波,且前盖上的平均压力峰值和特征面f-1上的峰值相当。

图5 格栅对扰动波的影响

图6 特征面f-1平均压力曲线

图7 无格栅贮运发射箱平均压力曲线

图8 格栅式贮运发射箱平均压力曲线

序号特征面绝对压力/Pa表压/Pa时间/ms1f-1126058247332.262f-2124100227753.53f-3125380240554.954f-4122867215428.15f-51172821595711.196前盖1306102928512.5

表3 格栅式贮运发射箱各特征面数据

从表2、表3中可以得到,扰动波在无格栅贮运发射箱内的传播速度为367 m/s,在格栅式贮运发射箱内的传播速度为387 m/s,扰动波在贮运发射箱内以超音速向前传播,传播速度与强度正相关。

2.4 前盖压力

贮运发射箱前盖在材料上和后盖类似,要求在设计开盖压力下正向冲破,并且具有反向承压能力。表2中无格栅贮运发射箱前盖上最大平均压力表压为29.3 kPa,表3中格栅式贮运发射箱前盖上最大平均压力表压为51.8 kPa。格栅使贮运发射箱前盖平均压力峰值获得1.7倍的提高。设计前盖开盖压力时,应将上述压力数值除以安全系数,确保前盖能够可靠开盖。贮运发射箱前盖采用非金属材料并要求长期贮存。因此,材料老化、贮存内压、运输载荷等不利因素要求前盖具有一定的结构强度。无格栅贮运发射箱前盖平均压力峰值低,对前盖设计提出了苛刻的要求,而格栅式贮运发射箱前盖平均压力峰值高,更加便于前盖结构设计。

3 试验与分析

某型号采用格栅式贮运发射箱进行自动开盖试验。试验中采用Odyssey数据采集器进行传感器数据采集,测试传感器有断裂传感器和压力传感器两种。时间采样率为10 kHz,压力采样率1.5 kHz。各测量通道对应传感器及其位置见表4,具体布置位置如图9,各通道测量结果曲线如图10,各特征位置数据见表5。

表4 测量通道说明

图9 传感器布置图

图10 自动开盖过程测量曲线(表压)

序号特征时刻/ms表压/kPaCh3Ch41发动机点火0002Ch4最大压力3953前盖顶部传感器断裂11.3754前盖根部传感器断裂12.61345Ch3最大压力13142

试验中的边界条件与仿真的区别:1)试验中燃气射流通过格栅后打开后盖进入压力室,然后经排烟道排导出去;仿真中燃气射流打开后盖后直接排空;2)试验中压力传感器布置在箱壁附近,反映该点附近的压力变化,仿真中的压力为特征面均值。因此,试验压力传感器测量得到的压力数据大于仿真,其扰动波强度大于仿真。

试验中的Ch4压力传感器布置位置和仿真中特征面f-1位置接近。表5中,序号2和序号3时间差为8.3 ms,序号2和序号4时间差为9.6 ms,前盖开盖过程用时1.3 ms。表3中,序号1和序号5时间差为8.58 ms,序号1和序号6时间差为9.6 ms。从扰动波的传播时间上来说,仿真结果和实验是一致的。

4 结论

文中基于某型导弹发射过程对贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖过程进行了CFD仿真,得到了有、无格栅贮运发射箱导弹发射初期箱内压力动态变化,进行了格栅式贮运发射箱导弹发射试验验证,表明文中阐述的格栅式贮运发射箱具有一定的工程应用价值,得到以下结论:

1)对于前盖胀破式开盖,其开盖压力来自后盖开盖过程中产生的扰动波向前流动在前盖处形成的压力;

2)在贮运发射箱后盖前增加格栅,改变了扰动波的形成机理,扰动波更加强烈,扰动波向前流动在前盖处形成更高的压力峰;

3)扰动波以超音速在发射箱内向前流动,且压力峰值越高,速度越快;扰动波向前流动经过每个特征面存在衰减,但在前盖处形成的压力峰高于此前的每个特征面;

4)格栅式贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖试验中,燃气流的冲击和扰动波向前流动在前盖形成的压力峰成功完成了后盖、前盖的自动开盖;试验中测量了部分特征点的压力数值、时间数据以及前盖的开盖时间,试验中压力数值大于仿真,时间数据和仿真吻合,试验在一定程度上验证了仿真结果。

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Research on Auto-opening Process for the Fragile Cover of Storage and Transportation Launcher

SHAO Qing1,2,ZHANG Baogang2,HUI Weihua1,BAO Futing1

(1 School of Astronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 2 Shanghai Electro-mechanical Engineering Institute, Shanghai 201109, China)

In order to study the auto-opening cover technology of the fragile cover of grid type storage and transportation launcher when missile launched, the 2D models of missile and launcher were established, and the unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes (RANS) equation set and RNG k-ε turbulence model equation were solved. The simulation results showed that under the interference of the grille, a more intense disturbance wave was generated when the gas jet broken the post-cover. And the disturbance wave flowed forward at supersonic speed, which formed a pressure peak at the front cover. And the disturbance wave velocity and the peak pressure of the front cover were positively correlated with the intensity. The simulation results were in good agreement with the experimental results, which showed that the auto-opening cover technology of fragile cover of grid type storage and transportation launcher had engineering application value.

launcher；opening cover technology；fragile cover；gas jet；numerical simulation；experiment

2016-08-14

上海航天科技创新基金(SAST201406)资助

邵庆(1982-),男,江苏句容人,工程师,博士研究生,研究方向:导弹结构强度与发射流场计算。

TJ768.2

A