箱式发射装置迎气面动态效应及试验研究

张瑾，陈四春，张建新，万晨

(中国兵器工业集团江山重工研究院有限公司，湖北 襄阳 441057)

随着世界军事的快速发展，多管火箭的使用领域从陆地发展到了海上、空中，在舰艇、飞机等多种载体[1-2]上得到广泛使用。科技的不断进步也使得火箭炮的性能得到了很大的提升，其打击精度越来越高，制导能力和实用性也越来越强。箱式发射装置也因其集火箭弹贮存、运输和发射功能于一体的发射技术在国内外火箭炮发展上得到广泛应用。广大学者对发射装置的动力学特性[3]做出了部分研究，但对燃气流对发射装置的作用研究较少。在不同射程、不同口径、不同弹种的发射过程中，燃气流载荷对火箭炮发射装置的作用是不同的，所引起的整炮的振动特性也不同，从而影响火箭炮的射击精度[4]。同时，随着兵器工业轻量化的不断推进以及环境激励越来越复杂，火箭武器系统的结构设计冗余量减少，外载荷对系统的影响显著，研究燃气流场对发射装置的作用力显得越来越重要。箱式发射装置相对于以前的集束式管式发射来说，其结构也发生了较大的变化，燃气流的迎气面较大，对于发射装置造成的振动也将加剧。因此，对于箱式发射装置，必须研究在不同火箭弹发射时导弹燃气流场产生的外载荷对发射装置迎气面上作用力，才能获得最佳的设计箱体结构。通常，在工程实际中，一般采用理论分析和试验相结合的方法对发射装置的受力特性进行研究。

1 流动模型和数值方法

随着科技的发展和研究手段的不断提升，计算流体力学得到迅猛发展，能够更加符合实际地模拟流场运动的真实现象。在火箭弹发射过程中，发射装置要承受火箭发动机排出的高温、高压气体作用。目前，对于燃气射流的研究方法主要采用的是数值计算。而如何采用合适的分析模型和数值方法来模拟发射装置迎气面受到燃气射流作用的实际流场是当前研究的重要问题。首先，根据流体流动采用求解雷诺平均、紊流Navier-Stokes方程的方法，对燃气流场进行了三维数值模拟，其控制方程[4]如下。

1)质量守恒方程：

(1)

2)动量守恒方程：

(2)

3)能量守恒方程：

(3)

式中,应力张量的具体表达式为

(4)

式中：p为静压(Pa)；ρ为密度(kg/m3)；u为坐标轴方向上的流体速度(m/s)；i、j为坐标轴方向分量，取值为1,2,3；Fi为外力在不同方向的分量；μ为动力粘性系数；E为单位质量的内能(J)；q为热通量，且q=-λ∂T/∂x。

对于多管火箭系统，当第一发火箭弹发射时，燃气作用到发射装置迎气面而产生的动压分布为

(5)

式中：A为发射装置迎气面上承受动压作用的有效面积；R(t)取决于火箭发动机的性能、喷口与发射装置迎气面正面之间的距离、迎气面几何形状等因素。

火箭弹发射后，其发动机喷射燃气流场产生的气体流动速度比较高，可达到超声速。要想获得燃气射流作用在发射装置迎气面上的冲击力，需要先求燃气射流的流场参数。当在超音速燃气射流时，在发射装置迎气面前产生正激波，其动压P计算公式为

(6)

式中：K为气流的等熵指数；M为马赫数；Pa为大气压。通过数值分析可获得弹发射后作用在发射装置上的受力分布。

2 建立计算模型

2.1 计算方案

以某远程火箭炮为研究对象，采用有限元分析手段，建立箱式发射装置有限元模型。首先对分析模型进行简化，如图1所示。由于在火箭弹发射过程中，燃气流对发射装置前甲板的影响较大，故发射装置模型仅截取前甲板向后300 mm区域为研究对象。该发射装置既要满足军方原有弹种的发射工况要求，又要适应当前新研发弹种的发射需求，而新弹与旧弹的发动机推力及设计存在差别，因此针对新旧不同弹种发射过程中，燃气射流对发射箱产生复杂的冲击现象，笔者运用流体力学理论对由此引起动力效应和热效应进行研究。同时，由于燃气流场存在马赫盘、射流激波、膨胀波、接触间断和滑移线等波系结构，这些复杂因素导致了燃气流场的分析研究难度大，计算周期长。为了模拟该过程，采用64位操作系统，24核256 GB内存工作站分析计算。

2.2 边界条件和初始条件

火箭弹喷管外部边界条件有两种情况，当流动为超音速时，按一阶外推；当流动为亚音速时，按压力条件。本文火箭弹壁面在流场分析中选取固壁边界条件，初始流场按大气流动条件。发动机结构和相关参数如下：

1)旧弹喷管几何参数：喷管出口直径φe=100 mm，喷管喉径φt=40 mm，扩张半角10.5°，收敛半角40°；新弹喷管几何参数：喷管出口直径φe=97 mm，喷管喉径φt=40 mm，扩张半角11.5°，收敛半角37.5°。

2)喷管物性参数：燃气平均分子量M=28 g/mol，燃气定压比热Cp=1 860 J/kg，比热比γ=1.18。

由于燃气冲击流场的建模难度高、计算量巨大，在计算过程中需要进行必要的简化假设。忽略发射过程中流体重力影响、燃气组分之间不发生化学反应，只考虑燃气射流对发射装置单向效应，箱体以及导弹弹体均设定为无滑移壁面边界。图2所示为新/旧弹发动机推力曲线，根据发动机相关参数计算从喷管入口开始，流场计算判定收敛精度设置为0.001。

由喷管流动获得发射管对整个发射装置的流场分布，其中，喷管流动初始计算参数为：燃烧室总压p0=15 MPa，总温T0=3 100 K，喉部质量流率m=10.5 kg/s。

2.3 网格模型

根据火箭弹燃气流场特点[5]，火箭弹发射时，发动机燃烧室内的高压燃气流随着发射管后盖的破裂，燃气射流向外发展，带动外部空气形成具有一定压强的气流，当该气流遇到发射箱前甲板阻挡时，燃气流会对前甲板产生一定的作用力，从而影响发射装置的结构刚强度，并使发射管临管区域前盖上的压力增加，一旦该压力超过前盖的设计压力值，临管前盖将遭到破坏。通过对弹尾离开发射管不同位置下燃气流对发射装置冲击作用的流场计算，获得在火箭弹离开发射管口800 mm时的流场，可知此处发动机喷管产生的燃气流场得到充分发展，此时发射装置受到的作用力最大。

为简化计算过程，在新/旧弹发射过程流场区域选取弹离管800 mm位置分析其对发射装置冲击作用。导入图1所示几何模型，并确定流场区域，建立1号弹发射时燃气流场三维模型，并进行网格划分，整个计算区域网格节点总数量为660万，获得的流场网格如图3所示。

新弹相关参数与旧弹相差较小，故可采用同一结构及网格模型，旧弹与新弹相比，旧弹推力较大，约为新弹推力的2倍。

3 计算结果分析

在流场分析计算过程中，由于网格数量较多，计算周期较长，在计算到2 600步时，虽然残差数值未到达设定值，但从残差曲线可以看出在计算过程中各项指数均已收敛，且计算进出口质量流量差小于0.1%，可认为收敛。

通过数值分析获得发射过程中流场内的运动情况，图4为全流场速度矢量分布云图，为了更好地观察流场内的运动情况，取喷管中心截面y=0,速度、马赫数、温度分布云图如图5～7所示。

发射箱迎气面压强分布如图8所示，通过在临盖前端面中心点设置监测点，可读取旧弹在1号弹发射时对不同位置的压强值，其在弹发射管邻管中心位置最大压强为1.55 MPa，远管前盖中心测点的最大压强为0.86 MPa。采用相同的方法，将相关参数设置为新弹发动机参数值，可获得在新弹发射1号弹时其在发射管邻管前盖中心点处的最大压强值为0.68 MPa，远管前盖中心测点的最大压强为0.2 MPa。

4 试验验证

为了获得发射装置在发射状态下的性能参数，校核系统的作战性能，针对火箭炮系统发射特点[6]，在试验基地开展了某型号产品试验基地实弹射击测试，如图9所示。

选取1号弹为发射弹，在迎气面发射管附近布置3个压力传感器，在发射装置夹板背风面设置1个加速度传感器，如图10所示。

考虑到结构振动主要能量集中在低频区域，对振动信号进行时频分析，采取低频滤波处理。将测试结果通过数据处理分析获得新弹与旧弹的加速度振动曲线，如图11所示。由分析可知，发射装置在发射过程中具有显著衰减效应，发射装置振动完全衰减的最大时间约0.6 s。

通过分析获得的最大衰减时间可以用来确定火箭炮的发射时间间隔的最小值，可有效地避免共振现象的出现，满足射击精度要求。同时，虽然旧弹峰值推力约为新弹2倍，而实际获得的加速度测试曲线中新弹和旧弹对发射装置的冲击振动效应不存在明显的线性关系，说明发射装置具有较高的刚性富余。

将压力传感器安装在发射弹相邻的定向管前盖中心位置，燃气流对发射装置的冲击力通过传感器获得，传感器输出电压信号通过放大器放大后进行模数转换，转换后的数字信号由计算机采样读取。火箭导弹发射流场冲击波是高速、高温、高压流动射流[7]的产物，在数据处理时在时域上可能出现多个峰值，处理时需要根据实际情况进行取舍[8]。根据火箭炮发射系统振动特性[9-11]，通过对压力试验测试数据处理后获得不同发射工况下各个测试管位上的压力值。

图12所示为新弹与旧弹两种弹在相同管位发射时1#压力传感器所测得数值的压力数据处理曲线，将两种弹发射时不同位置测得的6组数据处理后，获得不同弹种发射时邻管、远管管口最大压力值，如表1所示。由表1可知，新弹对邻盖最大压力为0.80 MPa，旧弹对邻盖最大压力为1.60 MPa。其中表1中旧弹射击时管口的压力曲线如图13所示。通过对比可知远端管压力显著减小，说明火箭弹燃气流对发射装置的主要冲击作用力集中在邻盖附近区域。

表1 压力测试 MPa

同时，由试验获得不同弹种发射时邻管与远管压力测试值与第3节中流场分析得到的邻管中心测点压强计算值相近，选取测试中的获得最大压力与前文仿真值比较，其对比如表2所示。结果表明仿真结果与测试值相差不大，有力地验证了仿真分析的正确性。

表2 仿真与测试对比 MPa

5 结束语

根据火箭弹发射后流场作用区域特点，建立某火箭炮系统发射装置发射过程燃气流场模型。通过流场分析获得给定发动机参数条件下的发射装置流场分布，通过实弹射击试验验证，试验结果与数值分析结构吻合较好。该研究对发射系统的设计及计算机仿真分析结果进行了有力的验证，为在试验基础上通过计算机仿真获得试验中难以得到的数据、图形等提供了有力的支撑。另外，通过计算机分析可减少试验次数，节约试验经费，缩短研制周期，为后续方案设计及其他型号产品的研发提供了参考依据。