艦載導(dǎo)彈發(fā)射過程對艙室溫度場影響

，，

(中國船舶重工集團(tuán)公司第七一三研究所，鄭州 450015)

艦載導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)以全角度、多方位、貯彈密度大、安全性高、發(fā)射間隔時(shí)間短和通用性好等優(yōu)勢，逐漸成為艦載導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的主要配置，在全世界范圍被列裝于各型水面艦艇[1-2]。

熱發(fā)射是垂直發(fā)射系統(tǒng)的主要發(fā)射方式，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)射箱里點(diǎn)火后，燃?xì)饬髦苯幼饔迷诎l(fā)射箱內(nèi)壁面，通過燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)排出。由于導(dǎo)彈在發(fā)射過程中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鳒囟雀哌_(dá)3 000 K以上，對艙室環(huán)境溫度可能引起變化，而熱載荷對艙室內(nèi)貯存的其他彈藥的含能材料和熱敏感材料的安全性產(chǎn)生影響[3]。國外在這一領(lǐng)域進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和仿真研究，國內(nèi)對此研究的相對較少。為了更好地掌握裝置發(fā)射過程中發(fā)射箱及周圍環(huán)境溫度場的變化規(guī)律，從彈庫安全性的角度考慮，對導(dǎo)彈發(fā)射過程中對艙室溫度場的影響進(jìn)行計(jì)算和分析，以期把握導(dǎo)彈發(fā)射過程艙室溫度場的變化，提高艦船的安全性。

1 物理模型

文中計(jì)算的箱彈垂直貯存于艙室，單個(gè)箱彈燃?xì)饬鳘?dú)立排導(dǎo)，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，發(fā)射箱后端一直處于封閉狀態(tài)，燃?xì)饬餮匕l(fā)射箱壁面向上運(yùn)動(dòng)，在發(fā)射箱上端口排導(dǎo)入大氣。在發(fā)射箱內(nèi)通常為了滿足燃?xì)饬鞯臒g，減少發(fā)射箱向外的傳熱，提高相鄰發(fā)射位的安全性，發(fā)射箱內(nèi)鋪設(shè)耐燒蝕材料組成的熱防護(hù)板。研究導(dǎo)彈發(fā)射過程對艙室環(huán)境溫度場的影響時(shí)，根據(jù)實(shí)際情況，考慮熱防護(hù)板的隔熱作用。

1.1 一維熱傳導(dǎo)計(jì)算

發(fā)射箱為普通薄鋼板材料，內(nèi)表面鋪設(shè)熱防護(hù)板，熱防護(hù)板在燃?xì)鉄g作用下形成燒蝕層和炭化層，燒蝕后留下炭化層、熱解面和剩余原材料層。一維熱傳導(dǎo)模型見圖1，沿徑向自內(nèi)往外依次由燒蝕層、炭化層、剩余原材料層和殼體材料組成。

圖1 發(fā)射箱帶熱防護(hù)板一維熱傳導(dǎo)模型

一維熱傳導(dǎo)方程。

(1)

1)熱解面上的邊界條件。

(3)

3)內(nèi)邊界條件。當(dāng)T≤Tp時(shí)無炭化層，或者T>Tp且x0<δ時(shí)無炭化層，內(nèi)壁仍為原始材料。

(4)

當(dāng)T>Tp且x0≥δ，出現(xiàn)炭化層。

(5)

一維熱傳導(dǎo)方程通過坐標(biāo)變換從物理坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到計(jì)算坐標(biāo)系。傳熱方程采用FTCS顯示差分格式離散求解。具體坐標(biāo)轉(zhuǎn)換過程與轉(zhuǎn)換后方程離散形式見文獻(xiàn)[3]。

1.2 熱流率計(jì)算方法

能量動(dòng)態(tài)平衡。

(6)

1)對流熱流率。

qconv=Ch(Te-Tw)

(7)

2)輻射熱流計(jì)算困難，假定燃?xì)鉃榛覛怏w，燃?xì)獾妮椛浒l(fā)射率和熱防護(hù)板的黑度根據(jù)經(jīng)驗(yàn)取值，輻射熱流率。

(8)

3)粒子熱增量熱流。

兩次關(guān)鍵性任務(wù)在初次完成時(shí)，要達(dá)到80分，低于此分?jǐn)?shù)的學(xué)生要在拿到分?jǐn)?shù)一周內(nèi)找老師咨詢修改意見，并在最多五個(gè)工作日內(nèi)提交修改稿。如果依然沒達(dá)到80分的成績，就要重做此項(xiàng)作業(yè)，并在期末考試前一周提交。這是最后的補(bǔ)救機(jī)會(huì)，還達(dá)不到標(biāo)準(zhǔn)將導(dǎo)致該門課程不合格。

(9)

4)氣體流動(dòng)帶走熱流。

(10)

2 計(jì)算與分析

首先對導(dǎo)彈發(fā)射過程中發(fā)射箱內(nèi)的燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行計(jì)算，了解發(fā)射過程中的溫度場，相當(dāng)于發(fā)射過程中的溫度場熱源；然后對發(fā)射箱外壁面的溫度場進(jìn)行仿真計(jì)算。由于發(fā)射過程中艙室溫度場影響因素較多，直接仿真誤差較大，對發(fā)射過程中艙室溫度場的變化采用試驗(yàn)測試的方法。

在發(fā)射試驗(yàn)時(shí)進(jìn)行特征點(diǎn)溫度測試，通過在發(fā)射箱外壁面及發(fā)射架的不同部位布置熱電偶，實(shí)時(shí)采集溫度數(shù)據(jù)，發(fā)射箱內(nèi)壁面上部布置溫度測點(diǎn)Tb1；中部測點(diǎn)Tb2；后端測點(diǎn)Tb3；發(fā)射箱外壁面上部布置溫度測點(diǎn)Tk1；中部測點(diǎn)Tk2；后端測點(diǎn)Tk3；艙室發(fā)射架上部和Tk1同一高度上布置溫度測點(diǎn)Th1；中部和Tk2同一高度上布置溫度測點(diǎn)Th2；和Tk3同一高度上布置溫度測點(diǎn)Th3。對發(fā)射箱內(nèi)壁面溫度、發(fā)射箱外壁面溫度、艙室環(huán)境溫度進(jìn)行測量， 了解發(fā)射過程溫度場變化。熱電偶測點(diǎn)布置示意見圖2。

圖2 發(fā)射箱和發(fā)射架上的溫度測點(diǎn)空間位置

溫度測量原理見圖3。

圖3 溫度測量原理

表1 測試儀器

已知某特定型號(hào)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室總壓和總溫，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的具體尺寸，以及燃燒后燃?xì)饬鞯木唧w參數(shù)，隔熱層厚度為6 mm，對發(fā)射過程燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行仿真。計(jì)算中不考慮固體顆粒相，燃?xì)獍葱再|(zhì)單一、均勻混合、無化學(xué)反應(yīng)、可壓縮氣體處理；燃?xì)饬髋c外界環(huán)境之間不發(fā)生化學(xué)反應(yīng)；發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的壓強(qiáng)為壓力入口，其他壁面熱邊界為絕熱邊界，忽略與外界環(huán)境之間傳熱，對發(fā)射的整個(gè)動(dòng)態(tài)過程進(jìn)行仿真[4-5]。

圖4為發(fā)射過程中不同時(shí)刻發(fā)射箱內(nèi)溫度分布，可以看出現(xiàn)激波相交與反射現(xiàn)象。燃?xì)饬鹘?jīng)噴管后出現(xiàn)的波節(jié)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)的往上運(yùn)動(dòng)，下端的波節(jié)不明顯，發(fā)射箱內(nèi)的溫度也越來越高，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)動(dòng)至發(fā)射箱上端時(shí)，發(fā)射箱內(nèi)溫度達(dá)到2 900 K以上。

圖4 發(fā)射過程中不同時(shí)刻發(fā)射箱內(nèi)溫度場分布

圖5為發(fā)射箱內(nèi)部自上而下3個(gè)測點(diǎn)的溫度變化顯示發(fā)射箱后端溫度最高，其次是發(fā)射箱中部，最后是發(fā)射箱上部，由于導(dǎo)彈發(fā)射飛出發(fā)射箱的過程是幾百毫秒或者幾秒內(nèi)完成，發(fā)射箱后端的最高溫度可以達(dá)到1 300 ℃。測試溫度的傳感器為熱電偶絲，導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)，燃?xì)饬鞯臏囟群妥饔脮r(shí)間對這種熱電偶絲傳感器的測試結(jié)果都有影響。燃?xì)饬鞯臏囟仍礁?，測得的溫度越高；燃?xì)饬髯饔玫臅r(shí)間越長，測得的溫度越高。因此，發(fā)射箱上各實(shí)際溫度測試值與理論值誤差較大，不再比較。

圖5 發(fā)射箱內(nèi)壁面3個(gè)測點(diǎn)溫度變化

圖6為發(fā)射箱外壁面溫度的計(jì)算值和試驗(yàn)值，顯示仿真和測試溫度變化規(guī)律基本一致，數(shù)據(jù)一致性較好。發(fā)射過程中，發(fā)射箱外壁溫度有明顯升高，發(fā)射箱底部測點(diǎn)TK3升溫最大，約為21 ℃；其次是發(fā)射箱中部，升溫約為13 ℃；發(fā)射箱上部測點(diǎn)溫度變化較小，約為9 ℃；3個(gè)測點(diǎn)在前20 s升溫明顯，隨后溫度變化不大[6]。

圖6 發(fā)射箱外壁面溫度隨時(shí)間變化

在外壁溫度增加的初期，計(jì)算值小于試驗(yàn)值，因?yàn)橛?jì)算時(shí)熱防護(hù)板采用一維簡化模型，忽略了實(shí)際工作時(shí)其他兩個(gè)維度傳熱的影響；在外壁溫度增加的后期，計(jì)算值大于試驗(yàn)值，由于實(shí)際燒蝕過程中炭的耐熱性，以及疏松且多孔的結(jié)構(gòu)，提高了熱容量，增大了熱阻，加上材料熱解以及熱解氣體穿過炭化層逸散的吸熱作用，降低傳熱量。此外，仿真曲線比較光滑，而測試值3個(gè)測點(diǎn)均有不同程度的波動(dòng)。因?yàn)樵趯?shí)際發(fā)射過程中，發(fā)射箱內(nèi)燃?xì)饬靼殡S有大量渦旋流動(dòng)，對流換熱作用比較強(qiáng)，并且對流換熱系數(shù)隨時(shí)間的變化很劇烈，導(dǎo)致實(shí)際測試的發(fā)射箱外壁面溫度在波動(dòng)中變化；而在熱傳導(dǎo)仿真計(jì)算過程中，材料密度、熱容、熱導(dǎo)率均恒定，忽略了溫度變化帶來的影響。此外，測試作用時(shí)間對熱電偶絲傳感器的測試結(jié)果也有影響，也導(dǎo)致仿真和測試值的差異。

圖7為發(fā)射箱內(nèi)外壁面溫度隨時(shí)間的變化。由圖7可見，在燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火后，發(fā)射箱內(nèi)壁測點(diǎn)Tb1溫度迅速升高，在t=0.35 s時(shí)溫度升高至1 000 ℃以上，溫度梯度達(dá)到2 860 ℃/s。燃?xì)獍l(fā)生器工作時(shí)間很短，熄火后溫度迅速下降，在t=5 s時(shí)溫度下降到200 ℃以下，在t=40 s時(shí)內(nèi)外壁面溫差在5 ℃之內(nèi)。

圖7 發(fā)射箱內(nèi)外壁面溫度隨時(shí)間的變化

圖8為艙室環(huán)境3個(gè)溫度測點(diǎn)隨時(shí)間變化的情況，顯示3個(gè)測點(diǎn)溫度變化趨勢基本一致，艙室上部測點(diǎn)溫度最大，其次是艙室中部，艙室底部溫度變化不明顯。艙室最大溫升為3.9 ℃，主要原因：①整個(gè)發(fā)射過程時(shí)間很短，此外發(fā)射箱內(nèi)壁鋪設(shè)有隔熱材料，發(fā)射過程中發(fā)射箱外壁的最大溫升在21 ℃之內(nèi)，發(fā)射箱對環(huán)境的輻射等傳熱作用小；②艙室是一個(gè)大空間結(jié)構(gòu)，在較小熱源作用下溫升不明顯[7]。

圖8 艙室內(nèi)Th1-Th3溫度隨時(shí)間的變化

艙室上部溫度高于下部，除了高溫發(fā)射箱外壁的輻射外，艙室上部的溫升還由發(fā)射過程導(dǎo)彈飛出一定高度范圍燃?xì)饬鲗ε撌疑媳砻娴恼底饔枚鴮?dǎo)致，高溫燃?xì)饬髦苯幼饔糜谂撌疑媳谕饷?；由于艙室外壁是開放空間，艙室內(nèi)環(huán)境溫升不明顯。此外，高溫空氣密度小，艙室封閉空間內(nèi)在自然對流作用下，艙室上部氣體溫度高于下部。

測試結(jié)果見表2。

3 結(jié)論

1)在艦載導(dǎo)彈發(fā)射過程中，發(fā)射箱外壁溫度仿真計(jì)算值和試驗(yàn)測試值基本一致。

2)發(fā)射過程中，發(fā)射箱外壁最高升溫出現(xiàn)在發(fā)射箱底部，溫升為21 ℃，最高溫度梯度為1.5 ℃/s，持續(xù)時(shí)間約12 s；艙室環(huán)境最大升溫出現(xiàn)在艙室上部，溫升為3.9 ℃，最大溫度梯度為0.2 ℃/s。

3)由于發(fā)射箱內(nèi)壁面隔熱板的隔熱作用，整個(gè)發(fā)射過程，艙室溫升在安全范圍內(nèi)。