異形截面同心筒燃?xì)饬鲃犹匦詳?shù)值研究

鄭榆淇，傅德彬，王新星，韓　 磊

(1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京　100081；2.中國兵器工業(yè)集團(tuán) 導(dǎo)航與控制研究所，北京　100089)

?

異形截面同心筒燃?xì)饬鲃犹匦詳?shù)值研究

鄭榆淇1，傅德彬1，王新星2，韓 磊2

(1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100081；2.中國兵器工業(yè)集團(tuán) 導(dǎo)航與控制研究所，北京100089)

為滿足異形截面或帶有折疊舵翼的導(dǎo)彈利用同心筒優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行發(fā)射的需求，對外圓內(nèi)方截面形式的類同心筒發(fā)射過程燃?xì)饬鲃犹匦赃M(jìn)行計算和分析。從燃?xì)饬鲃踊咎匦猿霭l(fā)，建立基于三維可壓縮氣體N-S方程的數(shù)值計算模型；進(jìn)而針對傳統(tǒng)雙層圓筒結(jié)構(gòu)，對同心筒發(fā)射的典型流動現(xiàn)象、作用效應(yīng)和燃?xì)馀艑?dǎo)間隙的影響等進(jìn)行計算和分析；結(jié)合外圓內(nèi)方截面的類同心筒結(jié)構(gòu)，對異形截面同心筒發(fā)射的典型現(xiàn)象進(jìn)行研究。計算結(jié)果表明，同心筒發(fā)射時的燃?xì)馀艑?dǎo)間隙對流動有著重要影響，排導(dǎo)間隙的減小，會增強(qiáng)發(fā)射筒內(nèi)壓強(qiáng)；采用外圓內(nèi)方異形截面，會進(jìn)一步改變?nèi)細(xì)馀艑?dǎo)狀態(tài)，使燃?xì)馀艑?dǎo)的等效面積小于相同排導(dǎo)面積的雙層圓筒結(jié)構(gòu)。

同心筒；異形截面；燃?xì)饬?；?shù)值模擬

0　引言

同心筒發(fā)射方式[1]因其具有獨(dú)立的燃?xì)馀艑?dǎo)空間，利于標(biāo)準(zhǔn)化和模塊化，在艦載和水下導(dǎo)彈發(fā)射中具有廣泛的發(fā)展前景。隨著同心筒研究和應(yīng)用的不斷深入，一些具有復(fù)雜截面形狀或大型折疊舵翼的導(dǎo)彈采用類似同心筒的發(fā)射裝置成為一種新的需求。從應(yīng)用角度出發(fā)，這類發(fā)射裝置往往需要采用特定的截面形式以滿足導(dǎo)彈的適裝性需求，相應(yīng)的燃?xì)馀艑?dǎo)特性，彈體的發(fā)射動力等也會因此產(chǎn)生顯著變化。因此，開展異形截面同心筒燃?xì)饬鲃犹匦匝芯?，具有重要的理論和?yīng)用價值。

早期關(guān)于同心筒的研究主要集中在結(jié)構(gòu)布置和材料選擇上，如Kassner等[2]研究了鈦合金材料在同心筒發(fā)射過程中的響應(yīng)特性；苗佩云等[3]通過數(shù)值計算研究了內(nèi)外筒間隙、導(dǎo)流錐以及底板形狀對燃?xì)馀艑?dǎo)、沖擊力和彈射力的影響；何朝勛等[4]利用數(shù)值模擬研究了內(nèi)外筒間隙、導(dǎo)流格柵結(jié)構(gòu)、導(dǎo)流型面以及底座高度的變化對同心筒發(fā)射裝置燃?xì)馀艑?dǎo)的影響。近年來，國外對于同心筒的研究主要集中在水下穿透發(fā)射(water piercing missile launcher)方面，如Weiland C J等[5]通過實驗和數(shù)值模擬方法，深入研究了同心筒水下發(fā)射筒口射流氣泡的發(fā)展特征和穿透深度，為淺水干式發(fā)射奠定了基礎(chǔ)。國內(nèi)近年來的研究主要集中在同心筒內(nèi)部流動機(jī)理[6]和同心筒發(fā)射的潛射應(yīng)用[7]方面。于勇等[8]從氣體動力學(xué)原理上分析了同心筒發(fā)射裝置燃?xì)馀艑?dǎo)的流動過程,給出估算附加彈射力大小和最小狹縫大小的方法，并分析了內(nèi)外筒狹縫寬度、導(dǎo)流錐對附加彈射力大小影響；傅德彬等[9]從氣流雍塞狀態(tài)出發(fā)，分析了同心筒附加彈射力的典型特征和變化機(jī)理。

本文以傳統(tǒng)雙層圓筒結(jié)構(gòu)和外圓內(nèi)方截面形式的同心筒為對象，運(yùn)用數(shù)值計算方法對發(fā)射過程中的典型燃?xì)饬鲃蝇F(xiàn)象、產(chǎn)生機(jī)理及作用效應(yīng)等進(jìn)行對比分析和研究，以明確異形截面同心筒發(fā)射導(dǎo)彈時的燃?xì)饬鲃踊咎匦裕瑸楫愋谓孛鎸?dǎo)彈的同心筒發(fā)射研究和應(yīng)用提供基礎(chǔ)。

1　計算模型

1.1控制方程

考慮到燃?xì)饬鞯母邷?、高速特性和流場的三維特征，計算模型的控制方程采用三維可壓縮氣流的Navier-Stokes方程，其在笛卡爾直角坐標(biāo)系下的矢量形式表示為

(1)

式中Q為守恒變矢量；Fc、Gc、Hc分別為3個坐標(biāo)方向的對流通量；Fv、Gv、Hv分別為3個坐標(biāo)方向的粘性通量。

為求解上述控制方程，采用商用計算流體力學(xué)軟件FLUENT中的雷諾平均方法(RANS)建立數(shù)值計算模型并進(jìn)行求解。為封閉雷諾平均方程的雷諾應(yīng)力項和輸運(yùn)項，這里采用基于渦粘性假設(shè)的Realizablek-ε湍流模型，其湍動能k及湍流耗散率ε的輸運(yùn)方程表示為

(2)

(3)

1.2計算域與計算條件

為明確異形截面同心筒結(jié)構(gòu)燃?xì)馀艑?dǎo)的特征，研究以傳統(tǒng)的雙層圓筒結(jié)構(gòu)作為參照開展。傳統(tǒng)雙層圓筒形式的同心筒截面如圖1(a)所示，在計算中通過調(diào)整縱筋寬度L以獲得不同的燃?xì)馀艑?dǎo)面積；外圓內(nèi)方的異形截面同心筒如圖1(b)所示。2種同心筒的外筒內(nèi)徑一致，皆為284 mm，內(nèi)外筒壁厚均為6 mm，雙層圓筒同心筒內(nèi)筒內(nèi)徑為220 mm，異形截面同心筒內(nèi)邊長為188 mm。

(a)同心圓　　(b)外圓內(nèi)方

考慮到同心筒結(jié)構(gòu)和流動狀態(tài)的對稱特性，計算模型采用物理模型的1/4(見圖2)，2種同心筒截面模型對應(yīng)的計算邊界條件一致。

圖2　計算域模型示意圖

噴管入口邊界采用壓力入口條件，總壓為8 MPa，總溫為2 008 K；外場邊界采用均一化壓強(qiáng)條件，其壓強(qiáng)為101 325 Pa，溫度為300 K；彈體表面、發(fā)射筒壁及噴管壁面皆為無滑移絕熱壁面條件。導(dǎo)彈與內(nèi)筒之間增加擋板，防止燃?xì)鈴膹椗c內(nèi)筒之間的間隙排出，擋板壁亦皆為無滑移絕熱壁面。燃?xì)獠捎美硐肟蓧嚎s氣體，其比定壓熱容設(shè)置為1 910 J/(kg·K)，摩爾質(zhì)量為22 g/mol，采用薩斯蘭德公式計算粘性系數(shù)。

在研究中，分別采用定常模型和非定常模型對發(fā)射時的燃?xì)饬鲃訝顟B(tài)進(jìn)行求解計算。定常模型用于分析典型流動現(xiàn)象和影響因素，非定常模型用于模擬完整的發(fā)射過程。在非定常模型中，采用域動網(wǎng)格法[10]模擬彈體運(yùn)動引起的計算域變化，計算時間步長為2×10-5。所有計算均以歸一化殘差收斂至1×10-3作為收斂條件。

1.3計算網(wǎng)格與無關(guān)性分析

計算采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并在流動參數(shù)梯度較大的區(qū)域以及壁面附近進(jìn)行局部加密，如圖3所示，以獲得更合理的計算結(jié)果。為滿足壁面附近采用近壁面函數(shù)模擬低雷諾數(shù)湍流的需求，壁面附近網(wǎng)格采用等比例加密方式，靠近壁面的第一層網(wǎng)格為0.5 mm，壁面附近滿足30

圖3　局部網(wǎng)格示意圖

為驗證計算網(wǎng)格的無關(guān)性，這里以雙層圓筒結(jié)構(gòu)的定常計算模型為基礎(chǔ)，分別對60萬、100萬和150萬3種網(wǎng)格模型進(jìn)行計算分析，獲得燃?xì)饬鲃拥湫蛥^(qū)域——內(nèi)外筒間隙中的壓強(qiáng)分布如圖4所示。從圖4可看出，3種網(wǎng)格模型得到的壓強(qiáng)差異小于10%，而100萬網(wǎng)格和150萬網(wǎng)格模型的結(jié)果差異小于5%，因此在研究中采用100萬網(wǎng)格模型對應(yīng)的尺度作為分析模型的網(wǎng)格劃分方案。

1.4模型校驗

為進(jìn)一步校驗數(shù)值計算模型，這里以外場試驗獲得的測試數(shù)據(jù)與計算結(jié)果進(jìn)行對比分析。外場試驗采用的結(jié)構(gòu)與本文采用的雙層圓筒結(jié)構(gòu)相同，縱筋寬度為18 mm。圖5給出了外場試驗狀態(tài)和發(fā)射筒底部測點(diǎn)壓強(qiáng)的對比曲線。在外場試驗中，發(fā)動機(jī)在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火初期有一個壓力上升過程，對應(yīng)的發(fā)射筒底部測點(diǎn)壓強(qiáng)也逐步上升；在數(shù)值計算模型中，未考慮燃燒室內(nèi)壓強(qiáng)的建立過程，因此在發(fā)射初期發(fā)射筒底部壓強(qiáng)快速上升，與實驗結(jié)果存在一定差異。在整個發(fā)射過程中，除發(fā)射初期外，其他時間范圍內(nèi)的計算結(jié)果與試驗結(jié)果差值相對沖擊壓強(qiáng)峰值的誤差小于10%，表明本文采用的數(shù)值模型能夠有效模擬發(fā)射過程的發(fā)射筒底部壓強(qiáng)狀態(tài)，其他區(qū)域的流動也具有較高的置信度。

圖4　內(nèi)外筒間隙壓強(qiáng)分布

(a)外場試驗狀態(tài)

(b)試驗與計算結(jié)果對比

2　雙層圓筒模型燃?xì)饬鲃犹匦?/h2>

2.1典型流動現(xiàn)象

在同心筒發(fā)射過程中，由火箭發(fā)動機(jī)噴出的高溫、高速燃?xì)鉀_擊至發(fā)射筒底部，氣流受底部半球作用折轉(zhuǎn)180°后由內(nèi)、外筒間隙排出。在這個流動過程中，包含了多個典型的流動現(xiàn)象，對發(fā)射過程的載荷狀態(tài)和動力特性產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響。這些典型過程主要包括噴管下游的超聲速氣體射流、發(fā)射筒底部的射流沖擊、內(nèi)外筒間隙摩擦流動和發(fā)射筒外的自由射流等，如圖6所示。從圖6可看出，同心筒內(nèi)外的燃?xì)饬鲃泳哂腥缦碌湫吞攸c(diǎn)：

(1)在噴管出口下游，超聲速氣體射流形成典型的馬赫結(jié)構(gòu)。由于出口氣流壓強(qiáng)低于周圍環(huán)境壓強(qiáng)，氣流處于過膨脹狀態(tài)，射流在邊界附近受到壓縮；但在核心區(qū)內(nèi)，射流馬赫數(shù)繼續(xù)增加，在底部攔截沖波附近馬赫數(shù)達(dá)到3.2。

(2)在發(fā)射筒底部，超聲速射流沖擊形成典型的沖擊流場結(jié)構(gòu)，其典型特征包括位于沖擊區(qū)域上方的攔截沖波，沖波后方的氣流形成滯止區(qū)和滯止區(qū)外部沿半球形底部生成的貼壁曲面射流。在滯止區(qū)內(nèi)，沖擊壓強(qiáng)顯著增加，達(dá)到1 MPa，形成沖擊發(fā)射筒的主要力學(xué)載荷。相關(guān)研究表明[11]，隨著沖擊距離的變化，射流沖擊載荷呈現(xiàn)振蕩變化規(guī)律。在圖示狀態(tài)下，滯止區(qū)壓強(qiáng)遠(yuǎn)高于周圍環(huán)境壓強(qiáng)，貼壁曲面射流同樣為超聲速流動，在內(nèi)外筒間隙入口附近，受流動截面收縮影響，氣流受到壓縮，壓強(qiáng)增加，馬赫數(shù)降低，在間隙入口附近達(dá)到雍塞, 使進(jìn)入內(nèi)外筒間隙的氣流呈亞聲速狀態(tài)。

圖6　同心筒中的典型流動現(xiàn)象

(3)在內(nèi)外筒間隙區(qū)域，受壁面對氣流的粘性摩擦效應(yīng)影響，出現(xiàn)類似亞聲速收縮管流動特征，氣流壓強(qiáng)逐漸降低，氣流馬赫數(shù)逐漸增加，并在間隙出口區(qū)域再次出現(xiàn)雍塞狀態(tài)。

(4)在發(fā)射筒出口附近，受高速氣流流動和引射效應(yīng)影響，筒口上部氣流壓強(qiáng)低于環(huán)境壓強(qiáng)，使筒口氣流產(chǎn)生向中心匯聚趨勢，產(chǎn)生分布于整個筒口附近的高溫氣流區(qū)，對彈體發(fā)射產(chǎn)生不利的熱學(xué)影響。

2.2排導(dǎo)面積對燃?xì)饬鲃拥挠绊?/p>

從前述分析可看出，發(fā)射筒間隙流動及由此產(chǎn)生的雍塞狀態(tài)對筒內(nèi)燃?xì)饬鲃泳哂酗@著影響。當(dāng)雍塞狀態(tài)出現(xiàn)時，發(fā)動機(jī)噴出的燃?xì)鈦聿患芭懦霭l(fā)射筒，使發(fā)射筒底部壓強(qiáng)顯著增加，對噴口下游射流狀態(tài)、發(fā)射筒底部射流沖擊等均產(chǎn)生較大影響；當(dāng)發(fā)射筒底部壓強(qiáng)顯著增加時，作用于彈體底部的壓強(qiáng)高于彈體頭部承受的氣流或環(huán)境壓強(qiáng)，產(chǎn)生推動彈體運(yùn)動的壓差作用力(也稱增推作用力或附加彈射力)，對整個發(fā)射動力產(chǎn)生較大影響。

為進(jìn)一步明確排導(dǎo)間隙對燃?xì)饬鲃拥挠绊?，這里通過調(diào)整縱筋寬度L，對不同排導(dǎo)間隙橫截面積下的燃?xì)馓匦赃M(jìn)行研究，如表1所示，其中A為排導(dǎo)間隙的截面積，p0為滯止點(diǎn)的壓強(qiáng)，F(xiàn)為增推作用力，p1為間隙入口截面的平均壓強(qiáng)。由表1可見，隨排導(dǎo)面積減小，射流沖擊滯止點(diǎn)壓強(qiáng)、增推力及間隙入口位置壓強(qiáng)均增加。4種工況的前后兩工況的排導(dǎo)面積差值一致，工況2比工況1滯止點(diǎn)壓強(qiáng)和增推力增幅達(dá)20%以上，間隙入口截面壓強(qiáng)增幅也達(dá)6%，后3種工況兩兩之間滯止點(diǎn)壓強(qiáng)、增推力、間隙入口壓強(qiáng)增幅分別為12%、11%、3%。

圖7給出了4種工況對應(yīng)的發(fā)射筒底部燃?xì)饬鲃玉R赫數(shù)和壓強(qiáng)分布圖。從圖7可看出，隨排導(dǎo)間隙橫截面積的減小，筒內(nèi)燃?xì)庵苯恿鬟^區(qū)域以外壓強(qiáng)增加，噴管出口下游射流的過膨脹度增加，相應(yīng)的底部沖擊攔截沖波前的馬赫數(shù)減小，沖波后的壓強(qiáng)損失減小，使得滯止區(qū)壓強(qiáng)增加。在經(jīng)過曲面射流和內(nèi)外筒間隙入口附近的壓縮后，排導(dǎo)面積較小的工況在間隙入口附近的壓強(qiáng)也較大。

表1　各工況參數(shù)

圖7　4種工況馬赫數(shù)(左)和壓強(qiáng)(右)分布圖

3　外圓內(nèi)方截面模型燃?xì)饬鲃犹匦?/h2>

3.1典型流動現(xiàn)象

對于采用外圓內(nèi)方異形截面的同心筒模型(工況5)，燃?xì)饬鲃拥牡湫瓦^程與雙層圓筒模型類似。但受排導(dǎo)截面結(jié)構(gòu)形式的影響，內(nèi)外筒間隙燃?xì)饬鲃釉谂艑?dǎo)橫截面上具有顯著的分布特性，進(jìn)而影響到筒內(nèi)外的燃?xì)饬鲃訝顟B(tài)。圖8給出了發(fā)射筒間隙中部橫截面上的壓強(qiáng)分布狀態(tài)。從圖8可看出，在雙層圓筒模型中，燃?xì)饬鲃咏?jīng)充分發(fā)展，排導(dǎo)間隙截面上的壓強(qiáng)基本相同；在外圓內(nèi)方截面模型中，由于排導(dǎo)截面呈弓形，截面較寬的區(qū)域流動速度快，壓強(qiáng)相對較低；截面較窄的區(qū)域流動速度較慢，壓強(qiáng)相對較高，相同截面上的壓強(qiáng)差約為100 Pa。同時可看出外圓內(nèi)方模型間隙中部截面平均壓強(qiáng)要大于雙層圓筒模型。

圖8　間隙中部截面上壓強(qiáng)對比

為定量分析截面形式對燃?xì)饬鲃拥湫托?yīng)的影響，這里對具有相同排導(dǎo)面積的工況3和工況5進(jìn)行了典型參數(shù)對比，如表2所示。從表2可見，在外圓內(nèi)方截面形式下，發(fā)射筒底部沖擊壓強(qiáng)、彈體底部壓強(qiáng)和間隙入口平均壓強(qiáng)均較相同排導(dǎo)面積的雙層圓筒截面高，其增加比例分別為7.2%、8.5%、5.8%、1%。從理論上看，間隙排導(dǎo)流量應(yīng)與水力直徑相關(guān)，采用雙層圓筒時，相同排導(dǎo)面積對應(yīng)的水力直徑較外圓內(nèi)方截面形式大，因此筒內(nèi)壓強(qiáng)相對較低。在應(yīng)用文獻(xiàn)[8]中給出的方法進(jìn)行增推力估算時，應(yīng)對截面形式的影響考慮在內(nèi)。

表2　典型位置的壓強(qiáng)對比

3.2發(fā)射過程非定常燃?xì)饬鲃犹匦?/p>

為進(jìn)一步了解外圓內(nèi)方異形截面同心筒燃?xì)饬鲃犹匦?，這里利用非定常模型和動網(wǎng)格技術(shù)對自發(fā)動機(jī)點(diǎn)火至彈體出筒一段距離的燃?xì)饬鲃舆^程進(jìn)行計算分析。

圖9給出了增推力和底部沖擊壓強(qiáng)隨時間的變化曲線，由圖9可看出，在外發(fā)射過程中，由于筒內(nèi)外壓差作用產(chǎn)生的增推力在發(fā)射過程中產(chǎn)生的沖量約為0.157 kN·s，占到發(fā)射總動力沖量的6.2%，有助于提高彈體出筒速度。在發(fā)射初期，增推作用力相對較大，并呈振蕩變化趨勢，這一過程與射流沖擊距離變化、馬赫波系結(jié)構(gòu)相關(guān)。當(dāng)彈體運(yùn)動約0.7 m后，增推力的振蕩逐漸減弱，隨彈體運(yùn)動距離的增加呈逐漸降低趨勢，這一過程與發(fā)射筒內(nèi)射流沖擊狀態(tài)從近場沖擊轉(zhuǎn)變?yōu)檫h(yuǎn)場沖擊相關(guān)。在發(fā)射筒底部沖擊區(qū)域，其壓強(qiáng)變化與增推力具有相似規(guī)律。

圖9　彈體增推力和測點(diǎn)1壓強(qiáng)隨彈體運(yùn)動距離變化

圖10給出了不同時刻的壓強(qiáng)等值線圖。從圖10可看出發(fā)射筒內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，隨運(yùn)動距離增加，波節(jié)數(shù)也增多，這也正是底部沖擊振蕩形成的原因之一。

(a)t=0.05 s

(b)t=0.1 s

(c)t=0.15 s

4　結(jié)論

(1)對于傳統(tǒng)雙層圓筒結(jié)構(gòu)和異形截面類同心筒結(jié)構(gòu)，其燃?xì)饬鲃蝇F(xiàn)象和規(guī)律具有相似性。典型流動現(xiàn)象包括噴管出口下游的超聲速氣體射流、發(fā)射筒底部的射流沖擊、內(nèi)外筒間隙的摩擦流動和發(fā)射筒外的自由射流。在發(fā)動機(jī)參數(shù)一致的條件下，內(nèi)外筒間隙構(gòu)成的燃?xì)馀艑?dǎo)通道截面積對流動具有顯著的影響，是控制燃?xì)庾饔幂d荷和增推作用力的主要因素。

(2)外圓內(nèi)方異形截面同心筒發(fā)射時，內(nèi)外筒間隙燃?xì)饬鲃釉谂艑?dǎo)橫截面上具有一定的分布特性，進(jìn)而影響到筒內(nèi)外的燃?xì)饬鲃訝顟B(tài)。相對于相同燃?xì)馀艑?dǎo)橫截面積的雙層圓筒結(jié)構(gòu)，其等效排導(dǎo)面積減小，筒內(nèi)壓強(qiáng)載荷增加、增推作用力也相應(yīng)增加。

[1]John J Yagla.Concentric canister launcher[J].Naval Engineers Journal, 1997, 1(9): 313-330.

[2]Kassner M E, Lowry R W, Rosen R S.High temperature properties of alloys being considered for design of a concentric canister launcher[R].Office of Scientific & Technical Information Technical Reports, 1998.

[3]苗佩云,袁曾鳳.同心發(fā)射筒結(jié)構(gòu)及參數(shù)研究[J].彈箭與制導(dǎo)報,2005,25(1):359-361.

[4] 何朝勛,戴宗妙.同心筒式發(fā)射裝置燃?xì)馀艑?dǎo)研究[J].艦船科學(xué)技術(shù),2007,29(z1):71-75.

[5]Weiland C J, Vlachos P P, Yagla J J.Concept analysis and laboratory observations on a water piercing missile launcher[J].Ocean Engineering, 2010, 37(11):959-965.

[6]于勇,徐新文,傅德彬,等.同心筒發(fā)射裝置燃?xì)馀艑?dǎo)的氣體動力學(xué)原理分析[J].航空動力學(xué)報,2012,27(3):511-507.

[7]傅德彬,于殿君,張志勇,等.潛射導(dǎo)彈離筒后海水倒灌效應(yīng)數(shù)值分析[J].固體火箭技術(shù),2012,35(2):157-160.

[8]于勇,母云濤.同心筒式發(fā)射裝置附加彈射力影響因素分析[J].航空動力學(xué)報,2014,29(4):980-986.

[9]Fu DB, Yu Y.Simulation of gas flow and additional thrust with missile launching from concentric canister launcher [J].Journal of Aerospace Engineering, 2013, 227(12):1977-1987.

[10]郝繼光,姜毅,韓書永,等.一種新的動網(wǎng)格更新技術(shù)及其應(yīng)用[J].彈道學(xué)報,2007,19(2):88-92.

[11]Ghanegaonkar P M, Ramanujachari V,Vijaykant S.Experimental investigation on the supersonic jet impingement[J].Indian J.Eng.Mater.Sci.,2004,11:100-106.

(編輯：呂耀輝)

Numerical investigation of exhaust flows for missile launching in an irregular section concentric canister launcher

ZHENG Yu-qi1，F(xiàn)U De-bin1，WANG Xin-xing2，HAN Lei2

(1.School of Aerospace Engineering，Beijing institute of Technology，Beijing100081，China；2.North China System Engineering Institute，china North Inclustries ctroup Corporation，Beijing100089，China)

Flow characteristics and behaviors of the rocket exhaust plumes in the round-outside and square-inside section were simulated,in order to meet requirements of concentric canister launch(CCL)system for some special missiles with irregular section or folding rudders/wings.First,a three-dimensional numerical model of Navier-Stokes equation for compressible gas was established based on basic features of the exhaust gas discharging from the canister.Then some calculations and analyses,involving typical flow phenomena,interference effects and influence factors of the discharge gap,were performed for traditional CCL with a double-layer cylinder structure.Last,typical phenomena of the exhaust plume discharging from an irregular section CCL were researched.Results show that the discharge gap plays an important role on behaviors of the exhaust plume flow.Internal pressure of the CCL increases with the decrease of the discharge gap.The CCL with round-outside and square-inside section has a smaller equivalent area,due to changing the discharge condition of the exhaust gases,than a double-layer traditional CCL system.

concentric canister launcher；irregular-section；exhaust flow；numerical simulation

2015-06-02；

2015-06-30。

青年科學(xué)基金項目(51306019)。

鄭榆淇(1991—)，男，碩士生，研究方向為兵器發(fā)射理論與技術(shù)。E-mail：zyq0426@126.com

V553.1

A

1006-2793(2016)05-0729-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.05.023