程洪杰, 陳 力, 林 睿

(火箭軍工程大學(xué)兵器發(fā)射理論與技術(shù)國家重點(diǎn)學(xué)科實驗室, 西安 710025)

0 引言

隨著現(xiàn)代空間偵察技術(shù)的快速發(fā)展,對導(dǎo)彈隱蔽生存和機(jī)動性也提出了更高的要求,彈射相對于自力發(fā)射能有效提高導(dǎo)彈速度和射程,簡化陣地設(shè)備以提高地面機(jī)動能力,減少燒蝕和沖擊,降低陣地紅外特征[1],因而對滿足導(dǎo)彈特定作戰(zhàn)需求有巨大優(yōu)勢。

早期的導(dǎo)彈彈射技術(shù)主要采用液壓式彈射和壓縮空氣式彈射,20世紀(jì)50年代末期以來,由于固體火箭發(fā)動機(jī)相關(guān)技術(shù)的迅速發(fā)展以及內(nèi)彈道學(xué)理論的更新和完善,使彈射裝置小型化成為可能,燃?xì)鈴椛浼夹g(shù)和燃?xì)庹羝麖椛浼夹g(shù)應(yīng)運(yùn)而生[2]。

1 基于零維內(nèi)彈道模型的研究方法

零維內(nèi)彈道模型在定量分析內(nèi)彈道性能變化趨勢及結(jié)構(gòu)設(shè)計優(yōu)化上具有明顯優(yōu)勢。文獻(xiàn)[2]和文獻(xiàn)[3]給出了經(jīng)典內(nèi)彈道學(xué)的整套計算和分析方法,為內(nèi)彈道設(shè)計及優(yōu)化奠定了理論基礎(chǔ)。

1.1 內(nèi)彈道性能影響因素研究

高、低壓室壓強(qiáng)曲線及最大壓強(qiáng)、導(dǎo)彈的最大加速度及出筒速度是衡量內(nèi)彈道性能的重要特征量。影響內(nèi)彈道性能的主要因素有:

1)高壓室裝藥?；鹚幍娜妓僦苯記Q定了高壓室壓強(qiáng)曲線的形狀及其最大值,影響火藥燃速的主要因素如表1所示。

2)低壓室初始容積。當(dāng)?shù)蛪菏业某跏既莘e減小時,低壓室壓強(qiáng)上升速度加快,沖擊振動效應(yīng)變強(qiáng),彈底燃?xì)鉁囟戎饾u增大,初始容積的殘余空氣具有阻隔高溫燃?xì)鉁p少彈底燒蝕的作用[7];倘若初始容積過大,低壓室壓力上升緩慢,將嚴(yán)重影響導(dǎo)彈出筒速度。此外,初容較小還將會導(dǎo)致噴管流動狀態(tài)為非臨界狀態(tài),對高壓室形成反壓作用,導(dǎo)致高壓室壓力出現(xiàn)波紋狀波動[4]。

3)噴喉截面積。喉部直徑是彈射器內(nèi)彈道設(shè)計中的重要參數(shù),喉部通氣面積直接決定燃?xì)獾牧髁看笮?從而影響對導(dǎo)彈的做功能力。噴口越小,離筒速度越大,但噴管過小則后噴不足,導(dǎo)彈過載和后座加大,嚴(yán)重影響發(fā)射精度[8]。

4)環(huán)境溫度。文獻(xiàn)[9]通過燃?xì)獍l(fā)生器在高溫(+60 ℃)、常溫(+20 ℃)和低溫(-40 ℃)的熱試車實驗和高、常、低溫的彈射實驗,發(fā)現(xiàn)燃?xì)獍l(fā)生器的壓強(qiáng)峰隨溫度升高而變大,低溫彈射后勁不足,影響導(dǎo)彈加速度和出筒速度。

表1 影響高壓室壓強(qiáng)變化的因素

1.2 內(nèi)彈道結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計研究

彈射裝置的結(jié)構(gòu)尺寸對工質(zhì)的流場形態(tài)有重要影響,所以結(jié)構(gòu)優(yōu)化成為研究內(nèi)彈道性能的重要方向。合理選擇裝藥和噴管尺寸,可以消除發(fā)射過程中導(dǎo)彈的加速度高頻脈沖過載[10],而推遲后噴、增加發(fā)射筒端面積和減小尾噴管喉部面積可以提高導(dǎo)彈出筒速度[8]。

文獻(xiàn)[11]針對低壓室峰值壓強(qiáng)過大的問題,采用增大低壓室初始容積、減小主裝藥初始燃面和增大噴管喉徑的方法,有效的解決了低壓室壓強(qiáng)過大的問題。文獻(xiàn)[12]改進(jìn)單活塞氣缸式彈射裝置,設(shè)計了雙級提拉式彈射裝置,增加導(dǎo)彈有效加速行程,在保證低過載的情況下,提高了導(dǎo)彈出筒速度。

1.3 零維內(nèi)彈道的“修正”方法

1)試湊法

文獻(xiàn)[9]通過實驗獲取了彈射器在高溫(+60 ℃)和低溫(-40 ℃)下的“壓強(qiáng)-時間”和“加速度-時間”曲線,并用經(jīng)典內(nèi)彈道學(xué)作出理論曲線,用試湊法修正理論曲線,使其逐步逼近試驗曲線。為經(jīng)典內(nèi)彈道學(xué)的完善提供了新的思路。

2)“半實驗半理論”的方法

文獻(xiàn)[13]采用燃?xì)獍l(fā)生器實驗數(shù)據(jù)繪成的高壓室的壓強(qiáng)-時間曲線,以此替代經(jīng)典內(nèi)彈道學(xué)從燃面理論推導(dǎo)的曲線,從而建立低壓室內(nèi)彈道及運(yùn)動學(xué)求解方程組,經(jīng)仿真,與純理論計算相比,誤差小于2%,對于燃?xì)獍l(fā)生器的設(shè)計具有指導(dǎo)意義。

2 多維模型的數(shù)值仿真研究

隨著計算機(jī)性能的提高以及計算流體力學(xué)(CFD)理論尤其是動網(wǎng)格技術(shù)的發(fā)展,使得多維數(shù)值計算的方法在內(nèi)彈道研究中得到廣泛應(yīng)用[14-15]。如圖1所示,彈射內(nèi)彈道模型對稱特性顯著,故通常采用二維軸對稱模型。

圖1 燃?xì)鈴椛溲b置結(jié)構(gòu)示意圖

2.1 零維模型與二維模型優(yōu)缺點(diǎn)

零維理論不考慮燃燒物之間化學(xué)反應(yīng),認(rèn)為氣體在空間上是均勻的,所以并不能精確描述內(nèi)彈道變化過程和流場特性[7],但零維模型具有計算量小、速度快的優(yōu)勢。二維軸對稱模型能準(zhǔn)確地給出高、低壓室的流動細(xì)節(jié)和壓力分布情況[16],二者計算結(jié)果相差不大[17]。

2.2 二次燃燒現(xiàn)象研究

文獻(xiàn)[16]和文獻(xiàn)[17]是單相燃?xì)鈴椛鋬?nèi)彈道模型,但燃?xì)獠⒉皇菃我唤M分,常帶有大量富燃?xì)怏w[18],與低壓室氧氣發(fā)生二次燃燒現(xiàn)象[19],形成了初始壓強(qiáng)峰,造成流場溫度、壓力和荷載上升,出筒時間縮短,出筒加速度降低,出筒速度提高[20]。文獻(xiàn)[21]進(jìn)一步研究了噴管入口燃燒產(chǎn)物壓力和組分濃度比值對內(nèi)彈道和荷載的影響,得出結(jié)論:隨著噴管入口壓力增大,低壓室氧氣消耗時間縮短,導(dǎo)彈出筒時間縮短,出筒速度增加,加速度峰值增大;隨著噴管入口CO與H2濃度比值變大,低壓室氧氣消耗時間變長,導(dǎo)彈出筒速度減小,加速度峰值減小。

2.3 結(jié)構(gòu)對二次燃燒的影響

含有環(huán)形腔結(jié)構(gòu)會改變?nèi)細(xì)饬鲾U(kuò)散方向,減小燃?xì)馀c空氣的接觸面積,有效降低二次燃燒的沖擊;環(huán)形腔開口向上時,壓強(qiáng)和加速度變化趨于緩慢,導(dǎo)彈出筒速度變小,導(dǎo)彈出筒時間延長[22]。文獻(xiàn)[23]表明壁面障礙物會降低二次壓力峰的沖擊,延遲導(dǎo)彈出筒時間,減小出筒速度,當(dāng)障礙物高度為300 mm時,荷載變化平穩(wěn),出筒時間較短且出筒速度較高。

3 縮比實驗

對于大型彈射器,由于經(jīng)濟(jì)、技術(shù)等條件的限制,使得用縮比模型試驗代替實物原型試驗的方法得到廣泛應(yīng)用[24-25]?？s比有如圖2的兩種方案,文獻(xiàn)[26]運(yùn)用“化四維因次為三維因次”的方法,從理論上推導(dǎo)了模型Ⅰ(奇異相似)和模型Ⅱ(幾何相似)與原型的內(nèi)彈道參量對應(yīng)相等的條件。奇異相似方案在直觀考察裝藥、高壓室工作壓強(qiáng)等方面具有優(yōu)勢,宜優(yōu)先選用[2]。

圖2 發(fā)射筒系統(tǒng)模型

4 目前仍存在的問題及發(fā)展趨勢

4.1 多變量的耦合研究

在導(dǎo)彈彈射過程中,藥柱質(zhì)量誤差、侵蝕燃燒、燃面燃燒規(guī)律、噴喉尺寸、低壓室端面積及初始容積均對內(nèi)彈道性能有直接影響,高壓室的長徑比也對內(nèi)彈道壓力曲線有重要影響[27],且上述因素之間互相具有耦合關(guān)系?，F(xiàn)有文獻(xiàn)雖然有研究少量耦合現(xiàn)象,但變量數(shù)較少,多變量的耦合尚待進(jìn)一步研究,如:低壓室初始容積過大,二次燃燒現(xiàn)象嚴(yán)重,彈底溫度過高,且壓力上升緩慢;低壓室初始容積過小,則對彈體沖擊效應(yīng)明顯,過載過大,且低壓室易出現(xiàn)較大壓強(qiáng)峰,對高壓室造成反壓,同時也給發(fā)射筒增加強(qiáng)度負(fù)擔(dān)。如何調(diào)整高壓室尺寸、裝藥設(shè)計、噴管尺寸和低壓室尺寸,使內(nèi)彈道性能達(dá)到最優(yōu),這具有重要意義。

4.2 現(xiàn)代智能算法在線優(yōu)選結(jié)構(gòu)參數(shù)

由于內(nèi)彈道結(jié)構(gòu)參數(shù)耦合及設(shè)計方程組欠約束,傳統(tǒng)的內(nèi)彈道設(shè)計需多次試算逐步逼近可行方案,然而并不能保證為最優(yōu)方案[2]。所以修正零維模型使其正向計算結(jié)果與實驗結(jié)果吻合,再利用強(qiáng)大的現(xiàn)代智能算法對結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行在線優(yōu)選匹配,對使內(nèi)彈道性能、能量利用效率及空間利用效率耦合達(dá)到最優(yōu)具有重要意義。

4.3 一體化內(nèi)彈道模型

在傳統(tǒng)的CFD研究中,低壓室流場入口邊界條件通常來自燃?xì)獍l(fā)生器的實驗數(shù)據(jù),在超臨界狀態(tài)下,這種方法是可行的,但實際情況中可能出現(xiàn)亞臨界狀態(tài),此時方法就存在誤差,所以考慮推進(jìn)劑的燃燒過程,并建立一體化內(nèi)彈道模型顯得非常必要。

4.4 多相流的研究

鋁粉具有高燃燒熱,加入固體推進(jìn)劑中,可以提高火箭發(fā)動機(jī)的比沖,減少不穩(wěn)定燃燒[28]。添加鋁粉后的推進(jìn)劑燃燒除了產(chǎn)生氣固兩相燃?xì)?還帶有熔融狀態(tài)的Al2O3液滴,之后Al2O3液滴放出熱量相變?yōu)楣腆w顆粒并聚集結(jié)塊[29-30],撞擊在燃燒室、發(fā)射筒上、導(dǎo)彈底部,形成侵蝕,鋁粉的燃燒過程還會引起一氧化碳、二氧化碳和氫氣等組分以及溫度場的變化[31]。多相流中顆粒、液滴、氣泡在壁面上的碰撞和聚集對內(nèi)彈道的溫度場、速度場及壓力場均有重要影響[32],對于多相流如何影響彈射內(nèi)彈道性能及荷載特性,尚待進(jìn)一步研究。

4.5 低燃溫推進(jìn)劑對內(nèi)彈道影響研究

燃?xì)鉁囟冗^高導(dǎo)致對導(dǎo)彈底部有燒蝕是燃?xì)鈴椛浼夹g(shù)最大的弊端,隨著低燃溫火藥技術(shù)的成熟,燃?xì)獍l(fā)生劑燃速在15～35 mm/s可調(diào),燃燒溫度在1 000～1 500 ℃[33]。為了降低燃溫,推進(jìn)劑里面添加了降速降溫劑以及多種催化劑,或者采用改變金屬(催化劑)粒徑的方法[34-35],這些物質(zhì)的添加會增加燃?xì)饨M分的復(fù)雜性,目前針對低燃溫推進(jìn)劑對內(nèi)彈道性能的影響研究相對較少。

5 結(jié)束語

現(xiàn)行燃?xì)鈴椛涞难芯慷嗖捎美碚摵蛯嶒炏嘟Y(jié)合的方式,盡管已取得諸多成果,但有關(guān)文獻(xiàn)的研究仍然存在諸多不足。文中從多變量耦合、現(xiàn)代智能算法在線優(yōu)選結(jié)構(gòu)參數(shù)、建立一體化內(nèi)彈道模型、多相流以及低燃溫推進(jìn)劑5個方面指出了未來需要解決的問題及發(fā)展的趨勢。

參考文獻(xiàn):

[1] 李廣裕. 戰(zhàn)略導(dǎo)彈彈射技術(shù)的發(fā)展 [J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 1990(7): 38-49.

[2] 譚大成. 彈射內(nèi)彈道學(xué) [M]. 北京: 北京理工大學(xué)出版社, 2015: 2-3.

[3] 袁曾鳳. 火箭導(dǎo)彈彈射內(nèi)彈道學(xué) [M]. 北京: 北京工業(yè)學(xué)院出版社, 1987: 112-132.

[4] 謝偉, 王漢平. 提拉式彈射內(nèi)彈道特性的影響因素分析 [J]. 固體火箭技術(shù), 2016, 39(1): 146-150.

[5] 王志健, 杜佳佳. 動網(wǎng)格在固體火箭發(fā)動機(jī)非穩(wěn)態(tài)工作過程中的應(yīng)用 [J]. 固體火箭技術(shù), 2008, 31(4): 350-353.

[6] 王天輝, 陳慶貴, 何超. 燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)彈道設(shè)計計算 [J]. 現(xiàn)代防御技術(shù), 2014, 42(2): 56-60.

[7] 牛鈺森. 自彈式發(fā)射內(nèi)彈道流場特性研究 [D]. 北京: 北京理工大學(xué), 2016: 111-114.

[8] 郝曉琴, 畢世華. 高速導(dǎo)彈彈射內(nèi)彈道優(yōu)化設(shè)計研究 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2005, 25(3): 520-523.

[9] 劉可平. 某型彈射器高/低溫工作特性研究 [D]. 上海: 上海交通大學(xué), 2008: 61-71.

[10] EDQUIST C T. Prediction of the launch pulse for gas-generator-launched missiles [J]. Journal of Propulsion and Power, 1990, 6(6): 705-712.

[11] 楊文, 屠小昌, 陳靜, 等. 某小型彈體發(fā)射系統(tǒng)低壓發(fā)射室降壓方案研究 [J]. 火工品, 2016(1): 1-5.

[12] 白鵬英, 喬軍. 雙級氣缸式彈射裝置內(nèi)彈道分析 [J]. 現(xiàn)代防御技術(shù), 2007, 35(4): 44-49.

[13] 惠衛(wèi)華, 鮑福廷, 劉旸. 考慮低燃溫燃?xì)獍l(fā)生器試驗的彈射器內(nèi)彈道性能預(yù)示 [J]. 固體火箭技術(shù), 2013, 36(6): 715-719.

[14] LIU Yongquan, XI Anmin, LIU Hongfei, et al. An interior ballistic simulation of the gas-steam missile ejection [C]∥IEEE. 2010 Wase International Conference on Information Engineering. [S.l.]:IEEE, 2010: 235-237.

[15] LIU Y Q, XI A M, LIU H F. Numerical study of interior trajectory of missile ejection based on mechanics [J]. Advanced Materials Research, 2012, 485: 616-619.

[16] 趙雁鵬, 王學(xué)智, 劉少偉, 等. 垂直彈射系統(tǒng)彈射初始階段內(nèi)流場數(shù)值分析 [J]. 空軍工程大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版), 2014, 15(4): 5-8.

[17] 譚大成, 苗佩云. 彈射器低壓室二維內(nèi)彈道模型及數(shù)值研究 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2006, 26(4): 224-226.

[18] 張光喜, 周為民, 張鋼錘, 等. 固體火箭發(fā)動機(jī)尾焰流場特性研究 [J]. 固體火箭技術(shù), 2008, 31(1): 19-23.

[19] 胡曉磊, 樂貴高, 李仁鳳, 等. 燃?xì)鈴椛浒l(fā)射筒內(nèi)燃?xì)?空氣二次燃燒現(xiàn)象研究 [J]. 彈道學(xué)報, 2014, 26(4): 76-81.

[20] 胡曉磊, 王輝, 樂貴高, 等. 二次燃燒對燃?xì)鈴椛漭d荷和內(nèi)彈道影響數(shù)值研究 [J]. 固體火箭技術(shù), 2015, 38(6): 776-781.

[21] 李仁鳳, 樂貴高, 馬大為. 燃燒產(chǎn)物特性對燃?xì)鈴椛鋬?nèi)彈道與載荷的影響研究 [J]. 兵工學(xué)報, 2016, 37(2): 245-252.

[22] 胡曉磊, 樂貴高, 馬大為, 等. 環(huán)形腔對燃?xì)鈴椛涑跞菔叶稳紵绊憯?shù)值研究 [J]. 兵工學(xué)報, 2015, 36(6): 1024-1032.

[23] 李仁鳳, 樂貴高, 馬大為, 等. 壁面障礙物對燃?xì)鈴椛淞鲌龊蛢?nèi)彈道的影響 [J]. 固體火箭技術(shù), 2016, 39(3): 444-450.

[24] 郝海鵬. 同心筒內(nèi)氣流特性的實驗與數(shù)值研究 [D]. 北京: 北京理工大學(xué), 2016.

[25] 呂翔, 李江, 陳劍, 等. 變深度水下發(fā)射系統(tǒng)內(nèi)彈道實驗研究 [J]. 固體火箭技術(shù), 2012, 35(1): 24-28.

[26] 邵徉. 發(fā)射筒內(nèi)彈道的相似準(zhǔn)則 [J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 1995(1): 58-68.

[27] CHENG C, ZHANG X. Numerical modeling and investigation of two-phase reactive flow in a high-low pressure chambers system [J]. Applied Thermal Engineering, 2016, 99: 244-252.

[28] SHAFQAT W, XIE K, LIU Y. Numerical simulation of multi-phase combustion flow in solid rocket motors with metalized propellant [J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(7): 1654-1660.

[29] PRICE E W, SIGMAN R K. Combusion of aluminized solid propellants [M]. [S.l.]:AIAA, 2000: 663-687.

[30] DRAZIN P G, REID W H. Hydrodynamic stability [M]. Cambridge: The Press Syndicate of the University Press, 2004.

[31] 劉叢林, 郜冶, 賀征. 鋁顆粒在多相流中燃燒的數(shù)值模擬 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2012, 32(3): 118-120.

[32] RASHAD M, ZHANG X B, SADEK H E. Interior ballistics two-phase reactive flow model applied to large caliber guided projectile-gun system [J]. Advances in Mechanical Engineering, 2014, 2014(2): 677-681.

[33] 喬應(yīng)克, 魯國林. 導(dǎo)彈彈射用低溫燃?xì)獍l(fā)生劑技術(shù)研究 [C]∥中國宇航學(xué)會: 中國宇航學(xué)會固體火箭推進(jìn)第22屆年會論文集(推進(jìn)劑分冊). [出版地不詳]:[出版者不詳], 2005: 194-198.

[34] 秦能, 賈延斌. 過渡金屬催化劑對低燃溫雙基推進(jìn)劑性能的影響 [J]. 火炸藥學(xué)報, 2014, 37(2): 73-77.

[35] 吳雄崗, 李笑江, 宋桂賢, 等. 鋁粉粒徑對改性雙基推進(jìn)劑燃燒性能的影響 [J]. 火炸藥學(xué)報, 2010, 33(3): 80-83.