高密度垂直发射系统燃气排导性能仿真.pdf

第45卷第2 3 期2023年12 月舰船科学技术SHIP SCIENCEANDTECHNOLOGYVol.45,No.23Dec.,2023高密度垂直发射系统燃气排导性能仿真台经华，李永康，王勇(中国船舶集团有限公司第七一三研究所，河南郑州450 0 15)摘要：为提高舰载小口径弹药的装载密度，本文基于某型高密度垂直发射系统结构，并以该系统内部燃气流场为研究对象，采用三维N-S方程对导弹发射初始过程的燃气排导性能进行研究，并对不同导流结构下的流场仿真结果进行对比分析。研究结果表明，该型发射装置设计能够满足燃气从发射筒内顺利排导的性能要求。另外，仿真计算中当导流型面与水平面夹角为45时，排导效率达到7 9.9 8%，且内部承压状态更好。研究结果能为燃气排导系统的优化设计及高密度垂直发射系统的工程应用提供一定理论支撑和数据参考。关键词：垂直发射；燃气排导；导流型面中图分类号：TJ768.2文章编号：16 7 2-7 6 49(2 0 2 3)2 3-0 2 12-0 5Numerical simulation on the gas drainage performance of high-density vertical launch systemAbstract:In order to improve the loading density of small-caliber ammunition on ships,base on the structure of a high-density vertical launch system,the gas flow field in the system was taken as the research object.Moreover,three-dimension-al N-S equation was used to study the gas drainage performance during the initial launch process of the missile,and the simu-lation results of the flow field under difference flow structures were compared and analyzed.The results show that the designof this type of launcher can meet the performance requirements of smooth gas discharge from the launcher box.In addition,when the angle between the diversion surface and the horizontal plane is 45,the drainage efficiency reaches 79.98%,and theinternal pressure state is the better.The research results can provide some theoretical support and data reference for the op-timal design of gas drainage system and the engineering application of high-density vertical launch system.Key words:vertical launch;gas drainage;diversion surface0引言目前，海军装备的防空反导导弹、干扰弹和反潜火箭深弹等小口径弹药多采用倾斜发射方式，存在贮弹密度小、空间利用率低等问题。而舰载导弹垂直发射装置具备载弹密度高、弹药配置灵活的优势，选取其作为装载方式能提高整体发射系统的性能，已引起国内外广泛关注1-2 。国内外对垂直发射装置的燃气排导系统进行了大量的仿真和试验研究。笑寒等3 深入分析了垂直发射系统内部燃气流场的压强特性，结果表明当导弹发射时初始冲击波在整个燃气排导系统中会产生较高压力峰值。杨志宏等4 给出了排气管直径、收缩段高度收稿日期：2 0 2 3-12-2 3作者简介：台经华（19 9 4），男，硕士，研究方向为燃气流场仿真技术。文献标识码：ATAI Jing-hua,LI Yong-kang,WANG Yong(The 713 Research Institute of CSSC,Zhengzhou 450015,China)doi:10.3404/j.issn.1672-7649.2023.23.041和排气弯管半径等不同因素对排导效率的影响程度；刘方等5 研究分析了公共燃气排导对一种共架发射装置的影响，并从配套设备选择和系统布局等多个方面进行优化设计。赵贤超6 对导弹发生意外点火时，垂发装置的排导系统内部流场压强分布情况进行了数值仿真研究，最终得到流场内部不同位置的压强分布规律。赵若男7 研究了不同结构的导流型面对燃气排导和发射箱内部流场的影响，研究结果表明相比较斜平面结构的导流器，圆弧结构的导流器更有利于降低流场压强和温度，从而达到改善发射箱内部流场环境的效果。王俊敏等8 建立实际发射工况下的导弹垂直发射燃气排导系统气固两相流模型，并给出了发射高度第45卷和燃烧室压强对两相流场参数分布的影响。本文基于某型高密度垂直发射系统的结构形式，以其内部燃气排导流场为研究对象，建立相应的三维燃气流场模型，对比分析了不同导流结构对燃气排导性能的影响，仿真结果对燃气排导系统的优化设计及高密度垂直发射系统的工程应用等具有重要意义。1数值模拟方法1.1基本假设发动机喷管喷出的燃气流不仅含有大量凝相，而且含有多种成分，并伴随着剧烈的化学反应。因此为简化计算，在分析计算过程中，对燃气流场做如下假设：1）假设燃气流为理想气体，是性质单一稳定，满足理想气体状态方程；2）忽略燃气凝相带来的影响以及凝相与燃气两相间的动量和能量交换；3）忽略导弹运动带来的发射初始流场变化，认为发射初始阶段导弹静止不动。1.2控制方程采用流体力学计算软件求解非定常N-S方程的方法对发射系统内部燃气流场进行数值仿真，其基本方程组的具体形式如下：台经华，等：高密度垂直发射系统燃气排导性能仿真3）能量守恒方程：(pT)(puT)0(ovT)a(owT)ot8xar2T02T?2TCp0 x2十式中：efr为有效导热系数；C,为比热容；Sr为自定义源项。1.3湍流模型流模型采用标准k-双方程流模型。具体方程组如下：1）端流动能方程：a(pk),a(okui)8txiGk+Gb-p8-YM+Sko2）端流动能耗散率方程：(ps),(peui)(u+xixjot213度，u为端动粘度；为气体膨胀系数；g为重力加速度；T为温度；Trer为参考温度9 。yt从+k0 xitoxj1+K+ST。(5)(6)(7)1）质量守恒方程+7xy+式中：u、V、分别为在x、J、z 方向上的速度分量，m/s；t 为时间，s；p 为密度，kg/m9。2）动量守恒方程：(pu)a(puu)(puv)a(ouw)y+xo2uMoffx2y2822a(pvu)0(pvv)a(ovu)?y+x2Mefy2a(pw)0(ow)a(owu)十(02Wef3x2ay2022式中：Merr为有效粘度，Mer-+ut，为流体动力粘式中：k为端动能；为流耗散率；Sk、S.为自定义源项；Gk与G,为端动能产生项，G1e、G 2 e、G 3 e 是经opw=0。82u)xy0(pww)yz(1)(2)(3)pg(T-Tref)。(4)验常数9。2计算模型2.1几何模型和网格划分为满足小口径弹药的装填密度需求，基于某型高密度垂直热发射系统开展仿真研究。其中，装置主体结构分为上下2 层，中间利用隔离装置分开，下层的燃气流直接从发射筒底部排导至压力室。考虑到安装空间的限制，上层采用公共的中心排气通道来满足上层燃气的排导。发射系统几何模型具体组成如图1所示。高密度垂直发射系统燃气排导的难点在于公共排气管路的设计，同时单个发射筒排出燃气时相邻筒通过阀门防止燃气流进其他筒段。因此，流场计算域可简化为上层单筒发射工况，计算域全部采用非结构化网格划分，并对燃气射流区域网格进行局部加密。具体网格如图2 所示。2.2边界条件设置计算区域边界条件设置如下：214图1高密度垂直热发射装置基本组成和结构示意图Fig.1 The composition and structure diagram of high densityvertical launchemitter图2 计算域网格模型Fig.2 The grid model of computing domain1）人口边界条件喷管人口设置为压力入口条件，总温T=3082K，总压随时间变化的曲线如图3 所示。25N2015105000.25 0.500.751.001.251.501.75t/s图3 发动机推力和压强随时间变化曲线Fig.3 Curve of engine thrust and pressure over time2）出口边界条件压力出口环境条件设置为Po=101325Pa；T o=3 0 0 K。其余边界均设为绝热无滑移壁面。2.3工况设置导流型面的结构是影响发射筒内部燃气排导的重要因素之一。因此设置不同导流型面与水平面的夹角作为计算工况，对整个发射筒内部流场的分布影响情况进行研究。具体计算工况设置如表1所示。3仿真结果及分析流场分析3.1按燃气流的流动方向，流场主要可分为如图4所示的3 个区域。其中，A区包括弹体发动机喷管人口到发射筒底部导流面，燃气流从发动机喷管喷出，射流核心区的高速燃气流撞击筒底导流面；B区包括从舰船科学技术导弹Tab.1Calculation conditions编号工况2工况3工况4上层发射筒导流型面与水平面的夹角/（）公共排导通道下层发射筒-推力/kN一压强/MPa第45卷表1计算工况工况1015Velocity,A区22111769C区13278854420ms-图4发射筒燃气流场区域示意图Fig.4The diagram of gas flow field in the launcher导流面到公共排导通道，燃气流冲击导流面，部分燃气沿导流面流向公共排导通道；C区包括从导流面到发射筒内，由高速燃气流冲击发射筒底部形成的反喷流进而流入弹筒间隙。图5给出了发射筒发射初始燃气流场的温度云图，流场温度最高约3 3 0 0 K。根据温度分布变化可看出，发动机喷管喷出的燃气流直接撞击导流型面，在发射筒底部形成高温区域，随后受两处区域影响，逐渐向发射筒其他地方流动，一部分沿弹筒间隙向上流动，一部分沿公共排导通道排出。3.2导流面夹角影响分析根据上述分析可知，导流面对流场B区和C区的TemperatureContourl3300300027002.4002100180015001200900600300Fig.5Temperature nephogram of gas flow field30B区图5发射初始燃气流场温度云图at the initial launch45第45卷影响较大，从而影响发射筒的排导效果。假设中心燃气流冲击导流型面，速度垂直向下。经导流面撞击后发生偏折，其中和分别为燃气流向上偏折角和向下偏折角，为导流型面和水平面的夹角。示意图如图6 所示。台经华，等：高密度垂直发射系统燃气排导性能仿真?215VelocityVelocity221122i117691769132713278858844424420m:s-1m:s-1(a)工况1(b)工况2图6 燃气撞击导流面示意图Fig.6The diagram of gas impacting diversion surface图7 分别给出了t=5ms和t=20ms时的速度流线图。当t=5ms时，经导流面作用一部分向上流动的燃气速度普遍较高，并且和燃气主流相互作用最终形成图中的涡流区。随着时间推移，流场中的燃气流流动情况有所变化，大部分燃气流向公共排导通道流动，进人回流区的燃气流量明显减少。Velocity221617721329886443m:s-Velocity2229178313378924460ms-Velocity2211176913278854420ms-1图7 不同时刻下XY平面速度流线示意图Fig.7The diagram of XY planevelocity streamlineat different times图8 分别给出了t=20ms时，导流面和水平面呈不同夹角下的速度流线图。可看出，随着导流面夹角的增大，引起燃气流偏折角随之增大，远离导流流动的燃气流受到压缩，导致流动速度随之降低；另外，和燃气主流相互影响，在导流面附近部分燃气流形成了涡流区。图9 给出了不同导流结构下的承压情况。图中纵Velocity2211176913278854420m:s-1(a)-5 ms(c)工况3图8 t-20ms时不同工况下XY平面速度流线示意图Fig.8 The diagram of XY plane velocity streamline underdifferent working conditions when t-20 ms坐标轴表示的无量纲压力值表达式为：Wp=Pm.Pin式中：Wp为无量纲压力值；Pm为导流型面表面压力；(b)t-20 msPin为发动机喷管出口压强。由图9 可看出，随着导流型面夹角的增大，导流型面表面压力明显降低，表明受燃气主流冲击作用也较小。3.3排导性能影响mok-1n=mi(d)工况4PkAkVkm=1(8)(9)2160.180.160.140.1220.100.080.060.040.020024 68101214161820/ms图9 导流面无量纲压力对比Fig.9 Comparison of dimensionless pressure atthediversion surface式中：n为发射过程中燃气的排导效率；mo为排导出口流出的燃气流量；mi为燃气的总流量；Pk，A k、分别为排导通道出口截面k网格的燃气密度，面积和速度；n为排导通道出口截面网格的总数量；pi、Ai，分别为喷管出口i网格的燃气密度，截面面积和速度，m为喷管出口截面网格的总数量110 。最终得到各工况下的数据如表2 所示。可看出，当导流型面夹角为45时，排导效果较优，效率可达79.98%。此时导流面承受压力也相对较低，为1.0 7 MPa，相较于夹角为0 时的工况降低了15%左右。因此综合来看，改变导流型面夹角的确对发射筒内部流场环境有所改善，减弱了导流型面受到燃气流冲击的影响，并提高了垂直热发射系统的排导性能。表2 仿真结果对比Tab.2Comparison of simulation results工况编号排导效率/%工况171.78工况276.73工况379.83%工况479.984结语1）为满足小口径弹药装载密度的需求，基于某型高密度垂直发射系统建立内部三维流场模型，通过数值仿真揭示了导弹发射初始过程燃气流场流动规律，验证了其合理性；2）通过改变不同导流型面的夹角，对比分析后得到性能更优的燃气排导结构，燃气排导效率达到79.98%，承受压力降低至1.0 7 MPa，减弱了燃气流冲击带来的影响。舰船科学技术本文的仿真计算仍存在不足，一方面由于计算精-CaselCase2Case3+-Case411第45卷度限制，另一方面实际发射过程中燃气的多组分、多相流都会对排导性能产生干扰，而本文在计算过程中假设燃气流为理想气体。后续可考虑提高仿真模型的精度以及优化导流结构设计方面来提高整个系统的排导性能。参考文献：【1】徐悦，张振鹏，陈小庆.舰载导弹垂直发射装置进展研究1.导弹与航天运载技术,2 0 0 7(3):2 2-2 5【2 谷荣亮，杜江,时继庆.战术导弹垂直发射系统的现状及发展趋势.上海航天,2 0 0 3,2 0(3):2 8-3 2.【3 郦笑寒，刘林密.导弹垂直发射燃气排导系统流场数值分析.兵器装备工程学报,2 0 16,3 7(1):52-54.BING 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