艦載火箭彈垂直發(fā)射系統(tǒng)流場(chǎng)數(shù)值仿真*

楊 戩,王敏毅,黃朝學(xué),宋向華

(中國(guó)船舶重工集團(tuán)公司第710研究所, 湖北宜昌 443003)

0 引言

多管火箭炮武器系統(tǒng)具有瞬時(shí)提供強(qiáng)大壓制火力、發(fā)射多種性能火箭彈、快速再裝填等優(yōu)點(diǎn),廣泛應(yīng)用于陸軍、海軍和空軍等作戰(zhàn)單位中。為適應(yīng)現(xiàn)代高科技戰(zhàn)爭(zhēng)環(huán)境,對(duì)火箭炮武器系統(tǒng)提出了更高的性能要求,如低發(fā)射特征、隱身、精確打擊等[1-3]。

目前火箭炮發(fā)射方式主要采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)敞口發(fā)射,該種發(fā)射方式存在如下缺點(diǎn)：在車輛、船舶、飛機(jī)等對(duì)空間要求較高的作戰(zhàn)平臺(tái)上,火箭炮占用面積大、在高低和方位上存在不同程度的發(fā)射死角；同時(shí)火箭炮發(fā)射時(shí),火箭彈的尾焰向外噴射,產(chǎn)生了較強(qiáng)的聲光信號(hào),不利于火箭炮的隱蔽。

為此,發(fā)展新的火箭彈發(fā)射技術(shù)顯得尤為重要,文中基于導(dǎo)彈垂直發(fā)射技術(shù),對(duì)艦載火箭彈采用垂直發(fā)射方式的可行性進(jìn)行了初步探討,分析了火箭彈發(fā)射過程中裝置內(nèi)部的燃?xì)饬鲌?chǎng)特性,給出了裝置內(nèi)部壓力曲線,為垂直發(fā)射系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供了理論依據(jù)。

1 計(jì)算方法

為了真實(shí)模擬出火箭彈發(fā)射過程中的燃?xì)饬鲌?chǎng),需要建立合適的描述燃?xì)饬鲌?chǎng)特性的數(shù)學(xué)模型。由于火箭彈點(diǎn)火時(shí)噴出的燃?xì)饬魉俣群芨?故將燃?xì)饪醋骺蓧嚎s氣體處理,且不考慮燃?xì)庵泄腆w顆粒的影響[4-6]。三維、雷諾平均的Navier-Stokes方程組如下：

質(zhì)量守恒方程為：

(1)

動(dòng)量守恒方程為：

(2)

能量守恒方程為：

(3)

式中ρ,u,p,E分別為燃?xì)饬髅芏?、速度矢量、壓力和總能?/p>

以有限元體積法為基礎(chǔ),紊流模型采用k-ε二方程模型：

Gk+Gb-ρε-YM

(4)

(5)

紊流粘性系數(shù)為：

(6)

數(shù)值模擬采用FLUENT軟件中的耦合顯示算法。具體求解步驟為：先聯(lián)立求解質(zhì)量、動(dòng)量和能量守恒方程,再利用所得的值求解紊流模型方程,最后用流體元的k和ε計(jì)算紊流粘性系數(shù)ui。

2 模型建立及網(wǎng)格劃分

2.1 幾何模型

數(shù)值計(jì)算時(shí)采用的垂直發(fā)射裝置物理模型如圖1所示,裝置由壓力室、排氣道和火箭發(fā)射箱組成。壓力室分為多個(gè)發(fā)射位,每個(gè)發(fā)射位上可安裝一個(gè)火箭發(fā)射箱。

圖1 發(fā)射裝置模型截面圖

本次仿真中只考慮單發(fā)火箭彈的發(fā)射過程,故模型可簡(jiǎn)化為如圖2所示。

圖2 發(fā)射裝置發(fā)射單元模型

2.2 計(jì)算模型

彈體與發(fā)射管之間的間隙小于1 mm,忽略燃?xì)馔ㄟ^縫隙的回流,最終簡(jiǎn)化的計(jì)算模型如圖3所示。

圖3 裝置簡(jiǎn)化模型

2.3 網(wǎng)格劃分

通過網(wǎng)格無關(guān)性分析,最終確定網(wǎng)格數(shù)量為350萬個(gè)。網(wǎng)格的劃分如圖4、圖5所示,在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管處進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。

圖4 計(jì)算模型全局網(wǎng)格劃分示意圖

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管處網(wǎng)格示意圖

3 參數(shù)設(shè)置

3.1 計(jì)算參數(shù)

在計(jì)算過程中作出如下假設(shè)：忽略粒子流的影響以及粒子流與燃?xì)獾膭?dòng)量和能量交換；燃?xì)鉄醾鲗?dǎo)率和比熱比恒定；燃?xì)饬鞯姆肿诱承韵禂?shù)符合Sutherland定律。

3.2 數(shù)值模擬初始條件設(shè)定

1)噴管入口邊界條件以現(xiàn)有某火箭發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)給定為壓強(qiáng)入口,分別給定燃燒室總溫2 150 K、總壓9.6 MPa；

2)外部流場(chǎng)出口為壓強(qiáng)出口,理論上取大氣無窮遠(yuǎn)處的環(huán)境狀態(tài)作為燃?xì)獾某隹跔顟B(tài),即壓強(qiáng)為0.1 MPa,溫度為300 K；

3)其余為絕熱無滑移壁面邊界條件,由于發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間短,不考慮管壁的散熱問題。

數(shù)值模擬的邊界條件如圖6所示。

4 計(jì)算結(jié)果和分析

4.1 數(shù)值模擬結(jié)果

圖7為裝置底部壓強(qiáng)隨時(shí)間的變化曲線,裝置底部燃?xì)饬髡龥_點(diǎn)壓強(qiáng)較大,最大達(dá)到0.9 MPa。在實(shí)際設(shè)計(jì)中常采取底部加固或在底部增設(shè)導(dǎo)流格柵等措施來減小燃?xì)饬鲗?duì)裝置底部的沖擊。

圖7 底部壓強(qiáng)變化曲線

圖8為t=0.04 s時(shí)的底部壓力云圖,發(fā)射裝置底部燃?xì)饬髡龥_點(diǎn)壓強(qiáng)遠(yuǎn)大于其他區(qū)域,且正沖點(diǎn)附近壓強(qiáng)梯度較大,從正沖點(diǎn)呈圓形等壓線向外迅速下降到較低的壓強(qiáng)。

圖9為速度在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的分布情況,速度在噴管內(nèi)發(fā)生了急劇變化,燃?xì)馕惭嫜刂艢夤芘湃氪髿狻＝Y(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)矢量圖(圖10),可以看出發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰排導(dǎo)較為順暢,對(duì)彈體產(chǎn)生的增程力也較小,約為220 N,影響可忽略。

圖8 裝置底部壓力云圖

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)速度分布云圖

圖10 尾流場(chǎng)速度矢量圖

4.2 試驗(yàn)結(jié)果

結(jié)合某型火箭彈垂直發(fā)射試驗(yàn),在發(fā)射裝置底部的燃?xì)庹龥_點(diǎn)以及排氣管內(nèi)關(guān)鍵點(diǎn)布置壓力測(cè)試點(diǎn),采用壓力傳感器進(jìn)行在線測(cè)量,燃?xì)庹龥_點(diǎn)附近的壓力傳感器測(cè)試結(jié)果經(jīng)過300 Hz的濾波處理后的曲線如圖11所示。

圖11 試驗(yàn)壓力曲線

從圖11可以看出,火箭彈在發(fā)射過程中,裝置底部的壓強(qiáng)經(jīng)歷了從小到大再減小的過程,隨著彈的不斷升高,燃?xì)庹龥_點(diǎn)的壓強(qiáng)達(dá)到最大值。該試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值仿真的結(jié)果基本吻合。

5 結(jié)論

通過數(shù)值仿真,較為真實(shí)的模擬出火箭彈垂直發(fā)射過程中的燃?xì)饬鲌?chǎng)特性。由于燃?xì)饬鞅旧沓煞謴?fù)雜,且包含各種化學(xué)反應(yīng)和兩相流效應(yīng)等[7],所以理論計(jì)算和實(shí)際情況存在一定的差別。但是數(shù)值模擬使垂直發(fā)射系統(tǒng)試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)得到了釋放,也為發(fā)射裝置的改進(jìn)提供了理論依據(jù)。