火箭飛行速度與射流沖擊作用關(guān)系研究

楊　鳴，謝雨彤，王　輝，夏勝禹，王明珠

(1.四川航天系統(tǒng)工程研究所，成都　610100； 2.四川航天計(jì)量測(cè)試研究所，成都　610100)

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火箭飛行速度與射流沖擊作用關(guān)系研究

楊鳴1，謝雨彤2，王輝1，夏勝禹1，王明珠1

(1.四川航天系統(tǒng)工程研究所，成都610100； 2.四川航天計(jì)量測(cè)試研究所，成都610100)

摘要：通過(guò)CFD仿真分析了火箭飛行速度與射流沖擊作用的關(guān)系，利用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)模擬火箭不同的飛行速度；將定常計(jì)算方法和動(dòng)網(wǎng)格方法計(jì)算結(jié)果對(duì)比，指出了兩種方法的計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生差異的原因并給出了特征位置選取方法；計(jì)算結(jié)果表明：不同火箭飛行速度條件下，沖擊作用變化趨勢(shì)基本相同但載荷峰值與飛行速度成反比；定常計(jì)算方法可以得到與動(dòng)網(wǎng)格方法相近的結(jié)果，但如果計(jì)算的特征位置選取不當(dāng)會(huì)出現(xiàn)較大差異；依據(jù)自由射流計(jì)算結(jié)果確定特征位置可以使兩種方法計(jì)算結(jié)果較為接近。

關(guān)鍵詞：火箭飛行速度；射流沖擊；動(dòng)網(wǎng)格；定常計(jì)算；特征位置

Citation format:YANG Ming, XIE Yu-tong, WANG Hui, et al.Research on Relationship Between Rockets Flight Velocity and Jet Impact Effect [J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(3):27-30.

火箭在發(fā)射過(guò)程中，由發(fā)動(dòng)機(jī)噴射出的高溫高壓高速燃?xì)馍淞鲿?huì)對(duì)發(fā)射裝置產(chǎn)生熱沖擊和力沖擊作用。如果結(jié)構(gòu)所受沖擊作用過(guò)于強(qiáng)烈或者自身剛強(qiáng)度不足就可能危及結(jié)構(gòu)安全，因此確定作用于結(jié)構(gòu)的射流沖擊載荷變化規(guī)律對(duì)發(fā)射裝置設(shè)計(jì)具有重要意義[1-3]。

火箭發(fā)射過(guò)程中與發(fā)射裝置存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)，計(jì)算結(jié)果中需要體現(xiàn)出相對(duì)位置變化所帶來(lái)的影響。處理相對(duì)位置的變化有兩種思路：一是利用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)[4]，這種方法要求事先給出火箭運(yùn)動(dòng)規(guī)律或者將動(dòng)力學(xué)方程與流場(chǎng)控制方程耦合求解。其優(yōu)點(diǎn)是求解方法接近實(shí)際狀況，得到的計(jì)算結(jié)果為時(shí)間或者路程的連續(xù)函數(shù)，便于后續(xù)分析利用。該方法的缺點(diǎn)是計(jì)算時(shí)間較長(zhǎng)且處理多自由度運(yùn)動(dòng)問(wèn)題時(shí)較為困難，而實(shí)際上火箭的俯仰、下沉對(duì)結(jié)構(gòu)的沖擊是有影響的[5]。另一種處理方法是將非定常問(wèn)題簡(jiǎn)化為定常問(wèn)題，以火箭飛行規(guī)律為基礎(chǔ)，選取若干個(gè)特征位置，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)布置在該位置上按定常問(wèn)題計(jì)算，結(jié)合時(shí)間參數(shù)，最終得到?jīng)_擊作用隨時(shí)間或行程的變化規(guī)律[6-7]。該方法計(jì)算量小，可以建立火箭發(fā)動(dòng)機(jī)位于多個(gè)不同位置的模型同時(shí)進(jìn)行計(jì)算，從而大大提高了計(jì)算速度。另外，該方法無(wú)需考慮模型中網(wǎng)格的重構(gòu)，可以很方便地處理火箭的不同姿態(tài)。方法的不足在于忽略了火箭速度的影響，需要考慮計(jì)算模型特征位置，否則計(jì)算結(jié)果與實(shí)際情況差異可能較大。

本文首先利用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)分析了不同的火箭飛行速度對(duì)射流沖擊作用的影響，再將定常計(jì)算方法和動(dòng)網(wǎng)格方法計(jì)算結(jié)果對(duì)比，指出兩者產(chǎn)生差異的原因并給出了特征位置選取方法。

1仿真模型的建立

基于商業(yè)CFD軟件FLUENT建立分析模型，分別使用動(dòng)網(wǎng)格方法和定常方法進(jìn)行計(jì)算，動(dòng)網(wǎng)格模型使用域動(dòng)分層技術(shù)[8]。使用軸對(duì)稱(chēng)條件下的S-A湍流模型以簡(jiǎn)化計(jì)算規(guī)模，邊界條件如圖1所示，未標(biāo)識(shí)邊界均為壓強(qiáng)出口條件。發(fā)動(dòng)機(jī)總壓隨時(shí)間變化規(guī)律如圖2所示，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總溫條件為3 400 K。計(jì)算過(guò)程中自動(dòng)輸出監(jiān)控壁面最大壓強(qiáng)和最高溫度。4種使用動(dòng)網(wǎng)格計(jì)算方案的模型火箭速度分別為10 m/s、40 m/s、80 m/s和160 m/s。

圖1　計(jì)算模型邊界條件

圖2　發(fā)動(dòng)機(jī)總壓變化規(guī)律

2沖擊作用受飛行速度影響分析

圖3、圖4為4種火箭飛行速度條件下監(jiān)測(cè)壁面上所受最大壓強(qiáng)和最高溫度隨火箭行程變化規(guī)律示意圖。

圖3　最大壓強(qiáng)隨火箭行程變化規(guī)律

圖4　最高溫度隨火箭行程變化規(guī)律

由圖3和圖4可知：不同火箭速度條件下，圖線變化趨勢(shì)基本相同，都是火箭行程小于2.5 m之前在大致相同的行程位置出現(xiàn)若干個(gè)波峰和波谷，之后便轉(zhuǎn)入較為平滑的下降段；從計(jì)算峰值情況來(lái)看，火箭速度越快，相應(yīng)的峰值越低，壓強(qiáng)峰值和溫度峰值如表1所示。

表1　壓強(qiáng)峰值和溫度峰值

3定常方法與動(dòng)網(wǎng)格方法對(duì)比

由于定常方法是在忽略火箭速度，也就是V=0條件下的計(jì)算結(jié)果，因此火箭的實(shí)際運(yùn)動(dòng)速度越低則兩種方法的計(jì)算結(jié)果應(yīng)當(dāng)越接近，因此可選取火箭速度V=10 m/s時(shí)的計(jì)算結(jié)果和定常方法計(jì)算結(jié)果作比較。按定常方法計(jì)算時(shí)，特征位置距發(fā)射箱箱口距離分別為0.04 m、0.84 m、1.64 m、2.44 m、3.24 m、4.04 m、4.84 m、5.64 m、6.44 m、7.24 m和8.00 m。圖5至圖6為采用定常方法和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)(V=10 m/s)計(jì)算得到的最大壓強(qiáng)和最高溫度隨火箭行程變化規(guī)律示意圖，實(shí)心線為定常計(jì)算結(jié)果，虛線為動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)計(jì)算結(jié)果。

圖5　兩種方法得到的最大壓強(qiáng)變化規(guī)律

圖6　兩種方法得到的最高溫度變化規(guī)律

從圖5和圖6可以得到以下結(jié)論：

1) 兩種方法計(jì)算得到的壓強(qiáng)和溫度峰值差別不大，圖像的下降段吻合較好，上升段和下降段分界點(diǎn)出現(xiàn)在火箭行程為2.5m左右時(shí)；

2) 在圖像的上升段，兩種方法計(jì)算結(jié)果差別較大，定常方法的計(jì)算結(jié)果為一個(gè)單峰函數(shù)，圖像上升段“波峰-波谷”交替出現(xiàn)的特征基本被“抹平”，溫度計(jì)算結(jié)果差別尤為顯著。

綜上，采用定常方法計(jì)算時(shí)如果計(jì)算的特征位置選擇不當(dāng)將和動(dòng)網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)明顯差異。

4定常方法特征位置選取分析

從第3節(jié)結(jié)論可知，要想利用定常方法得到更加準(zhǔn)確的結(jié)果，就必須對(duì)計(jì)算位置進(jìn)行有針對(duì)性的選擇而不能隨意選取，為此先進(jìn)行沖擊流場(chǎng)特征分析。圖7為燃?xì)鉀_擊流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖。

圖7　燃?xì)鉀_擊流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

從圖7可以看出，射流沖擊流場(chǎng)可以看作由兩部分構(gòu)成，一部分形態(tài)與自由射流場(chǎng)結(jié)構(gòu)幾乎一致，可稱(chēng)為未擾動(dòng)區(qū)；另一部分則為近壁面的擾動(dòng)區(qū)，由于受壁面影響，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較之自由射流場(chǎng)改變很大。顯然，壁面受到的沖擊作用和擾動(dòng)區(qū)前緣的流場(chǎng)形態(tài)密切相關(guān)。在自由射流狀態(tài)下，射流場(chǎng)可視作由數(shù)個(gè)波節(jié)交聯(lián)構(gòu)成，波節(jié)與波節(jié)交界面區(qū)域即為流場(chǎng)形態(tài)發(fā)生突變的位置，在該位置前后流場(chǎng)壓強(qiáng)、溫度、速度均發(fā)生顯著變化。當(dāng)交界面區(qū)域恰好位于擾動(dòng)區(qū)前緣時(shí)必然引起壁面所受沖擊作用的變化。因此，只要通過(guò)自由射流場(chǎng)計(jì)算得到各個(gè)波節(jié)交界面的準(zhǔn)確位置，將定常計(jì)算時(shí)的特征位置選取為自由射流的整數(shù)倍波節(jié)長(zhǎng)度，就可以改善定常計(jì)算結(jié)果，使之和按動(dòng)網(wǎng)格方法計(jì)算得到的結(jié)果接近。

按照上述思路，先進(jìn)行自由射流場(chǎng)計(jì)算，圖8為射流軸向速度沿火箭發(fā)動(dòng)機(jī)軸線分布示意圖，橫坐標(biāo)原點(diǎn)取發(fā)動(dòng)機(jī)出口軸線所在位置。

圖8　射流軸向速度沿火箭發(fā)動(dòng)機(jī)軸線分布

依據(jù)圖8，重新調(diào)整定常計(jì)算特征位置距發(fā)射箱箱口距離為0.25 m、0.5 m、0.85 m、1.0 m、1.2 m、1.6 m、2.2 m、2.8 m、3.24 m、4.04 m、4.84 m、5.64 m、6.44 m、7.24 m和8.00 m。

調(diào)整后的計(jì)算結(jié)果如圖9、圖10所示，實(shí)心線為定常計(jì)算結(jié)果，虛線為動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)計(jì)算結(jié)果。

圖9　調(diào)整特征位置以后最大壓強(qiáng)計(jì)算結(jié)果

從圖9和圖10可以看出，按照第4節(jié)的思路調(diào)整定常計(jì)算特征位置以后，兩種計(jì)算方法得到的結(jié)果相符程度大大提高。

5結(jié)論

不同火箭速度條件下，結(jié)構(gòu)所受沖擊作用隨火箭行程變化趨勢(shì)基本一致；結(jié)構(gòu)所受射流沖擊作用載荷峰值與火箭飛行速度呈反比關(guān)系；按定常方法計(jì)算時(shí)，計(jì)算的特征位置需要有針對(duì)性的選取，否則計(jì)算結(jié)果與用動(dòng)網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果差異較大；結(jié)合自由射流計(jì)算結(jié)果，將定常計(jì)算時(shí)的特征位置選取為射流的整數(shù)倍波節(jié)長(zhǎng)度，可以得到與動(dòng)網(wǎng)格方法較為一致的結(jié)果。

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(責(zé)任編輯周江川)

Research on Relationship Between Rockets Flight Velocity and Jet Impact Effect

YANG Ming1, XIE Yu-tong2, WANG Hui1, XIA Sheng-yu1, WANG Ming-zhu1

(1.Research Institute of Sichuan Aerospace System Engineering, Chengdu 610100, China；2.Sichuan Aerospace Measurement and Test Research Institute， Chengdu 610100, China)

Abstract:The relationship between rockets flight velocity and jet impact effect was researched by CFD simulation. Different rockets flight velocity was simulated by dynamic mesh technology. The calculation results of steady method and dynamic mesh method were compared to analyze the causes for the difference and the selection method of feature position was given. The calculation result show the change trend of impact effect is much the same in different rockets flight velocity conditions, but peak load is inversely proportional to flight velocity. Steady method can get the similarity results of dynamic mesh method, but incorrect selection will cause significant differences. If feature position is chosen by free jet calculation results, the results of two methods will became close.

Key words:rockets flight velocity；jet impact；dynamic mesh；steady calculation；feature position

文章編號(hào)：1006-0707(2016)03-0027-04

中圖分類(lèi)號(hào)：TJ214

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

doi:10.11809/scbgxb2016.03.007

作者簡(jiǎn)介：楊鳴(1985—)，男，博士研究生，工程師，主要從事裝備理論與裝備技術(shù)研究。

收稿日期：2015-11-10；修回日期：2015-11-20

本文引用格式：楊鳴，謝雨彤，王輝，等.火箭飛行速度與射流沖擊作用關(guān)系研究[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2016(3):27-30.

【裝備理論與裝備技術(shù)】