弹药舱内发动机意外点火泄压排气的数值模拟

郑卫东，武红梅，王亚威

(1.海军装备部舰船办公室，北京 100071；2.中国舰船研究设计中心，武汉 430064；3.哈尔滨工程大学，哈尔滨 150001)



弹药舱内发动机意外点火泄压排气的数值模拟

郑卫东1，武红梅2，王亚威3

(1.海军装备部舰船办公室，北京 100071；2.中国舰船研究设计中心，武汉 430064；3.哈尔滨工程大学，哈尔滨 150001)

采用CFD方法对弹药舱中固体火箭发动机意外点火后的燃气流场进行数值模拟，分析意外点火的发动机质量流量、弹药舱排气面积等因素对舰船弹药舱内压力场、温度场变化规律以及泄压排气口附近气体流量和温度的影响，揭示了导弹意外点火后，弹药舱泄压排气过程中舱室压力温度变化规律，为弹药舱的排气装置的设计提供设计参考。

火箭发动机；弹库；泄压；温度；压力

舰船弹库中存放有数量不等的导弹，不同弹库存放的导弹种类也不同，由于导弹自身带有大量推进剂，存在意外点火的危险。当导弹意外点火时，会在极短时间内产生大量的高温、高压且高速的气体，这种气体若不及时从弹库排出，会造成弹库内部压力升高，超过弹库自身的耐压值，发生物理爆炸，并且还会引发其他导弹发生爆炸和点火，严重威胁舰船其他舱室的安全。

针对舰船弹库中导弹存在意外点火的危险因素，一般在弹库顶部或侧壁设有泄压排气装置，当弹库中的导弹意外点火、且舱室内压力达到某阈值后，舰船弹库安全系统会迅速打开泄压排气装置，让舱室内的高温、高压气体排泄到大气中，降低舱室内压力。弹库防爆抑爆系统的设计评估往往由于投资和风险巨大而不能进行真实充分的实验验证，所以能够对弹库防爆抑爆保障系统进行评估的CFD仿真技术得到了广泛关注。比如针对舰载弹药舱泄压排气理论进行研究，建立弹库中导弹意外点火后的泄压排气数学模型[1-2]；使用FLUENT仿真软件对导弹舱室固体火箭发动机意外点火的喷雾降温过程进行数值模拟[3]。

考虑使用 FLUENT 仿真软件对导弹舱室内固体火箭发动机意外点火的燃气流场进行数值模拟，然后基于组分输运模型对导弹舱室内的燃气与温度分布进行计算，揭示弹药舱泄压排气的过程，通过改变发动机数量、弹药舱排气面积来分析相关因素对导弹舱室压力温度变化的影响。

1 数学模型

1.1 湍流模型

k-ε系列湍流模型包括标准(Standard)、RNG(renormalization group theory)以及Realizablek-ε模型，3种湍流模型均基于涡粘度概念与Boussinesq各向同性假设，湍流粘性系数(涡粘性系数)μt具有相同的形式，均针对湍流动能k和湍流动能耗散率ε构造输运方程，输运方程也具有相似的形式，其中标准k-ε湍流模型可表示为

(1)

(2)

1.2 组分输运模型

组分输运模型通过求解各组分的守恒方程来描述组分之间的混合与输运结果。组分i的输运守恒方程为

(3)

式中：等式左侧第1项为时变项;第2项为对流项;右侧第一项表示扩散项;Ri为组分i的化学反应产生速率;Si为源项对应的产生速率;Yi为组分i的质量分数。假设混合物中共有n种组分,则该模型需要求解n-1次组分输运方程,最后一种组分的质量分数利用质量分数总和归一的原则进行求取,即用一减去其他组分的质量分数即可。为了减少计算误差,最后一种组分应该选为混合物中所占比重最大的一项。

(4)

式中：Di,m为组分i的质量扩散系数；μt为湍流粘度；Sc湍流施密特数,其默认值为0.7，DT,j为热扩散系数,等式右侧第1项表示层流浓度扩散与湍流浓度扩散之和,通常湍流浓度扩散值要显著大于层流。

2 模拟条件

2.1 舱室模型及网格划分

根据资料所提供的弹药舱尺寸数据及发动机参数建立弹药舱三维模型见图1。

发动机放置在弹药舱中部，距离弹药舱地面0.75 m。2个排气口相距4 m左右。排气口外面增加外部环境计算区域。整个计算域采用六面体网格进行划分，网格数量为180万左右。计算网格如图2。

2.2 边界条件

给定发动机喷管入口为质量流量入口边界条件，外部环境边界设置为压力出口，舱室壁面设置为无滑移绝热壁面，设置发动机燃气为单一组分气体。

入口参数。发动机的质量流量入口参数按照发动机质量流量曲线给定，设置入口温度2 400 K，设置燃气组分与空气组分的比为1∶0。

出口参数。设置出口压力为一个标准大气压100 kPa，出口温度为300 k，燃气组分与空气组分的比为0∶1。

当排气盖两侧的压差达到设定的警戒值时，排气盖的边界条件由壁面边界条件转化为流体内部边界条件，以模拟排气盖打开的过程。

2.3 假设条件

1)由于发动机中具体燃气的组分与比例未知，所以将发动机燃气假设为单一均质可压缩气体进行计算，并用fxf表示，忽略燃气中的颗粒相流动，以及发动机燃气中可能出现的二次燃烧现象。

2)假设舱室所有壁面均为无厚度绝热壁面，不考虑壁面传热带来的影响。

3)假设排气盖打开是瞬时的，不考虑打开的过程。

3 模拟结果与分析

3.1 舱室泄压口关闭状态模拟结果

3.1.1 假设单发导弹意外点火

为揭示弹药舱排气盖的重要作用，先对舱室泄压口封闭状态时，导弹发动机意外点火的工况进行模拟。

单发动机意外点火无泄压口，泄压口1和泄压口2处超压值(即表压)随时间的变化见图3。弹药舱内超压超过警戒值时，泄压口自动打开。在发动机意外点火后，弹药舱压力开始升高，随着发动机流量的增加，舱室压力上升速度也加快。发动机流量恒定后，舱室压力上升速度也变为定值。弹药舱顶部的2处排气口的压力完全重合，说明弹药舱内部压力均匀，整个舱室的压力平衡过程是瞬时完成的，所以泄压口处的压力也是舱室内部的均压。在点火后0.090 5 s舱内超压即达到警戒值，超过警戒压力后随着发动机工作弹药舱压力继续升高，接近发动机工作尾段时，压力上升速率减小，这与发动机流量曲线中的下降段相对应。发动机工作结束后，舱室的气量停止增加，弹药舱压力保持恒定。

弹药舱过发动机1所在位置的纵向截面处的不同时刻燃气质量分数见图4，发动机燃气进入舱室后迅速与舱室内原有冷空气掺混，掺混后燃气所占质量分数迅速降低。以质量分数1%作为燃气蔓延前锋，可以看到不同时刻燃气在弹药舱内的蔓延装填，逐渐充满整个弹药舱内的空间。当发动机工作到0.58 s时，发动机工作结束，因此从t=0.58 s时的云图看到，发动机内燃气以及基本释放完毕，t=0.6 s之后，发动机内燃气质量分数已经同周围相一致，舱室各处燃气与空气比例均衡。

图5所示为过发动机1纵截面处不同时刻燃气温度云图，从各时刻温度云图同样可以看到发动机燃气在弹药舱内蔓延。发动机燃气在与空气掺混后温度急剧下降，仅在发动机的羽流区有较高的温度。在发动机工作结束后，舱室各处的温度逐渐平衡。两组图的对比可以观察出弹药舱内发动机燃气的质量分数扩散过程与温度的扩散过程有明显的一致性。

3.1.2 假设2发导弹意外点火

图6中虚线为2发导弹意外点火时弹药舱内超压变化。由图2可见，由于进入舱室的燃气质量流量增加1倍，2发发动机意外点火舱室超压值增长明显大于1发发动机意外点火的情况，发动机意外点火后0.055 s即超过警戒压力，随即压力继续升高，直到发动机工作结束时，弹药舱压力保持平衡，结束时弹药舱最高超压约110 kPa，约为单发动机意外点火时最高超压的2倍。

3.2 不同弹药舱泄压面积的模拟结果

为揭示不同的排气面积对弹药舱泄压排气的影响规律，模拟在1发发动机意外点火的情况下，分别打开弹药舱的1个泄压口和打开2个泄压口2种工况下，舱室的状态变化。图7所示为在单发发动机意外的情况下，舱室封闭，打开1个和2个泄压口3种工况下，舱室的超压变化曲线。

由图7可见，泄压口的打开对于舱室压力的降低十分显著。在打开1个泄压口的工况下，打开泄压口后，弹药舱的压力虽仍在增长，但其增长速度明显降低，在发动机工作后期即发动机的质量流量开始下降时，弹药舱的压力达到最大值，随后便开始下降。

从图7中超压曲线下降段的斜率逐渐变小可以看出弹药舱的压力下降速度逐渐变小。原因为弹药舱压力达到最大值时，舱室内外压差较大，故排气速度较快，随着舱室压力的下降，内外压差变小，故排气速度也变小，进而导致舱室压力下降速度减小。在打开2个泄压口的工况下，弹药舱的压力增长速度几乎为0，舱室压力近似为恒定值，说明在这种压力下，通过泄压口排出的气体体积流量与发动机燃气的体积流量相同。在发动机流量开始下降后，舱室压力也开始下降。舱室压力下降规律与打开1个泄压口的工况相同。观察打开1个泄压口与打开2个泄压口的工况舱室压力曲线，对比发现，打开1个泄压口的工况下，舱室所达到的最大超压值近似为打开2个泄压口工况下舱室所达到的最大超压值的2倍。说明在发动机意外点火的情况下，弹药舱的压力上升幅度与舱室泄压口的面积成负相关。

图8与图9分别为在1发发动机意外点火，打开2个泄压口的情况下，通过2个泄压口的气体质量流量，与通过泄压口气体的温度变化曲线。从通过泄压口的气体质量流量变化曲线可以看出，由于模拟中未考虑排气盖的打开过程，在泄压口打开后，舱室内气体迅速向外排出，通过泄压口的气体质量流量在极短的时间内达到25 kg/s，之后则变化缓慢，并在弹药舱压力下降时，开始迅速下降。而通过泄压口的气体温度在泄压口打开后则呈缓慢上升的态势，且气体的温度由上升转为下降的时间也滞后于发动机工作结束时间。前面的分析表明，舱室气体的温度上升随着发动机燃气的蔓延缓慢扩散，呈现较大的非均匀性。在泄压口打开初期，舱室内泄压口附近的气体温度仍较低，通过泄压口排出的气体温度亦较低，随着气体的排出及舱室内燃气的比例的上升，发动机燃气也随之排出，气体的温度则越来越高。由2个泄压口通过气体的质量流量与气体温度变化曲线明显不同可看出，舱室泄压口的位置对弹药舱泄压排气也有影响。

此外，由图8可以看出发动机的燃气质量流量远小于通过排气盖的气体质量流量。原因为高温燃气密度小，进入舱室后带来大量热量，使得舱室整体温度升高，从而导致舱室内气体膨胀密度降低，大量气体由于压差作用被排出舱室。

3.3 发动机意外点火数量对弹药舱泄压的影响

为揭示不同的发动机流量对弹药舱泄压排气的影响规律，模拟在打开2个泄压口的情况下，设置2发发动机意外点火的工况，并与放置1发发动机意外点火的工况对比，其舱室压力变化曲线如图10。

2发发动机意外点火的工况下，其舱室压力曲线变化趋势与1发发动机意外点火的工况相同，只是压力上升与下降的速度更快，所达到的最大压力也更大。说明在弹药舱泄压口面积不变的情况下，舱室压力变化速度及压力最大值与发动机质量流量成正相关。

4 结论

1)在舱室封闭的情况下，舱室超压值增速与发动机质量流量成正相关，意外点火的发动机数量越多，超压值越大，舱室平均温度越高。

2)发动机意外点火时，舱室各处的压力迅速平衡，而温度则随着发动机燃气逐渐蔓延至舱室各个角落，分布逐渐变得均匀。

3)弹药舱的泄压速度与泄压口的面积呈正相关，舱室的最大超压值与泄压口的面积呈负相关，与发动机质量流量呈正相关。

4)弹药舱泄压口流出气体的质量流量要大于发动机燃气的质量流量，且不同泄压口处的气体状态受到泄压口的相对位置与发动机的放置位置的影响。

[1] 李士军,贾空军,周永存,等.舰载导弹库泄压排气理论[J].舰船科学技术,2015,37(4):227-231.

[2] 张起,李士军,周永存,等.舰载导弹意外点火时舱室内喷洒抑制的影响研究[J].舰船科学技术,2015,37(8):193-197.

[3] 赖孝君,熊言义,王革,等.导弹舱室发动机意外点火喷雾降温数值研究[J].中国舰船研究,2013,8(6):101-108.

[4] 卞云龙.抑制剂及喷注参数对导弹舱室燃气流场的影响研究[M].哈尔滨：哈尔滨工程大学,2013.

[5] 赖孝君,卞云龙,王革,等.HALON1301抑制剂对导弹舱室燃气流场的影响[J].舰船科学技术,2013,35(12):126-131.

[6] 那旭东.基于FLUENT软件的导弹意外点火情况下舱室维护仿真平台开发[M].哈尔滨：哈尔滨工程大学,2013.

[7] 董受全.舰载武器弹药贮库安全性设计研究[J].舰船科学技术，2001(5)：33-35.

[8] 陆永红，钟生新.设计舰载导弹弹库时应考虑的安全问题[J].舰船科学技术，2004，26(2)：34-36.

Numerical Simulation of the Exhaust Process in Case of Blast-off of the Rocket Motor in a Magazine

ZHENG Wei-dong1, WU Hong-mei2, WANG Ya-wei3

(1.Ship Office of Naval Department of PLAN, Beijing 100071, China;2.China Ship Development and Design Center, Wuhan 430064, China;3.Harbin Engineering University, Harbin 150001, China)

With CFD method the gas flow field in the magazine in case of the blast-off of rocket motor was simulated numerically. The influence of the number of the solid rocket motor and the exhaust area of the magazine to the pressure and temperature of the naval ammunition depot was analyzed. After the accidental ignition of the missile, the variation laws of pressure and temperature in the cabin during the process, and the mass flow and the temperature of the exhaust vent were studied. The results can be provided for the magazine safety design.

rocket motor; magazine; exhaust process; temperature; pressure

10.3963/j.issn.1671-7953.2017.03.006

2017-03-07

郑卫东(1965—)，男，学士，高级工程师

研究方向：船舶保障，学士，高级工程师

u698

A

1671-7953(2017)03-0026-05

修回日期：2017-03-27