火箭炮方形發(fā)射管流場仿真分析

赫美琳，高明慧

(1.中國人民解放軍92941部隊，遼寧 葫蘆島125001；2.海軍航空大學(xué)，山東 煙臺264001)

0 引言

多管火箭炮武器系統(tǒng)是第二次世界大戰(zhàn)期間主要火力突擊力量[1]，成為世界各國爭先研制和發(fā)展的武器系統(tǒng)[2]，在艦船上也應(yīng)用廣泛?，F(xiàn)役艦載火箭炮能形成快速有效的火力打擊速度和密度，且其能攜帶多用途、大威力戰(zhàn)斗部。多管火箭炮具有瞬時提供強大壓制火力、發(fā)射多種不同性能的火箭彈、快速再裝填等特點[3]，廣泛應(yīng)用于軍隊作戰(zhàn)中?，F(xiàn)代戰(zhàn)爭要求艦載火箭炮能具備小空間發(fā)射能力，減少火箭彈發(fā)動機后排尾焰，有必要研究新型發(fā)射管改善火箭炮武器系統(tǒng)性能。

目前艦載火箭炮發(fā)射方式主要采用火箭發(fā)動機敞口發(fā)射，如圖1所示?；鸺诎l(fā)射時，火箭彈的發(fā)動機尾焰通過定向器尾部向后噴射，會產(chǎn)生很大的聲光信號，不利于火箭炮的隱蔽，同時火箭炮根據(jù)發(fā)射任務(wù)，需要有一定的發(fā)射空間，不利于小空間發(fā)射。

一些學(xué)者針對火箭炮在安裝平臺耦合干擾下的輸出調(diào)節(jié)問題[4]、火箭炮發(fā)射系統(tǒng)輕量化[5]、船載火箭炮發(fā)射動力學(xué)仿真[6]、防空火箭炮剛?cè)狁詈习l(fā)射動力學(xué)仿真[7]、多管火箭炮密閉發(fā)射內(nèi)彈道仿真[8]等問題進行了探討。對新型發(fā)射管的研究還較少見諸論文中。

針對此問題，本文研究火箭彈在方形發(fā)射管中發(fā)射的可行性，設(shè)計導(dǎo)流結(jié)構(gòu)排導(dǎo)發(fā)動機燃氣，在方形發(fā)射管內(nèi)部安裝定向器，火箭發(fā)動機燃氣經(jīng)導(dǎo)流結(jié)構(gòu)導(dǎo)向前部，從發(fā)射管和定向器邊角進行燃氣排導(dǎo)，根據(jù)工作條件進行流場仿真分析，為改進火箭炮性能提供參考。

1 火箭炮方形發(fā)射管模型

目前艦載火箭炮發(fā)射管采用圓形定向器、敞口發(fā)射，發(fā)動機燃氣通過定向器排導(dǎo)到后方，需要較大的排導(dǎo)空間。由此設(shè)計新型發(fā)射管，如圖2所示，方形發(fā)射管內(nèi)部安裝定向器，用來約束火箭彈，提供制止力、定向發(fā)射等功能。定向器與發(fā)射管4個角之間的通道作為發(fā)動機燃氣排導(dǎo)通道。

方形發(fā)射管尾部作為火箭彈發(fā)動機燃氣折轉(zhuǎn)點，需要設(shè)計導(dǎo)流結(jié)構(gòu)，保證燃氣流平滑導(dǎo)向發(fā)射管燃氣排導(dǎo)通道，降低內(nèi)部壓強，導(dǎo)流結(jié)構(gòu)如圖3所示，由導(dǎo)流錐和導(dǎo)流塊組成。

發(fā)射箱技術(shù)指標：

1)發(fā)射箱外形尺寸：200 mm×200 mm×1 900 mm；

2)定向器口徑：130 mm；

3)定向器長度：1 600 mm。

發(fā)射箱結(jié)構(gòu)優(yōu)點：

1)結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、體積??；

2)單管能夠自身解決發(fā)射燃氣流排導(dǎo)(各自具有獨立的燃氣流排導(dǎo)系統(tǒng))，省去了集中、公用燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)，使發(fā)射裝置占用空間小、適裝性強，火箭彈的發(fā)射互不影響，可滿足火箭彈齊射；

3)定向器長度：1 600 mm。

2 發(fā)射管內(nèi)流場仿真模型

應(yīng)用數(shù)值模擬方法，通過ICEM CFD軟件繪出方形發(fā)射管的三維流場網(wǎng)格，開展發(fā)射管內(nèi)流場三維非穩(wěn)態(tài)研究，利用FLUENT軟件進行計算，得到計算結(jié)果及其相關(guān)數(shù)據(jù)。

通過數(shù)值模擬，研究發(fā)動機在發(fā)射管內(nèi)的尾流場特性，獲取方形發(fā)射管的壓力分布規(guī)律等數(shù)據(jù)，為新型發(fā)射管的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供依據(jù)。

根據(jù)輸入條件建立幾何模型，如圖4所示。

根據(jù)幾何模型建立數(shù)值仿真模型，如圖5所示。

局部網(wǎng)格如圖6所示。

噴管入口邊界條件以現(xiàn)有某發(fā)動機參數(shù)給定為壓強入口，給定燃燒室總溫總壓，分別為2 350 K和9.8 MPa。外部流場出口為壓強出口，溫度為300 K。

求解過程采用分離顯式求解步驟，順序求解各方向上的動量方程、壓力修正方程、能量方程等；時間采用一階顯式方案，控制方程以一階迎風(fēng)格式進行離散。

3 發(fā)射管內(nèi)流場仿真結(jié)果

3.1 尾流場壓力分布

圖7給出了噴管尾部壓力分布云圖，從圖中可以看出在噴管的流動中，噴管上部為高壓區(qū)，下部為低壓區(qū)，氣流在兩端壓差的作用下流動。沿噴管軸線方向，氣流壓力逐漸降低，在噴管出口處氣壓最小。氣流在收斂段出現(xiàn)急劇轉(zhuǎn)折，伴隨著氣流的急劇壓縮，壓強急劇下降，因此采用方形發(fā)射管排導(dǎo)方式的尾部壓強在安全范圍內(nèi)，不會影響發(fā)動機的安全運行。

圖8給出了發(fā)射管導(dǎo)流結(jié)構(gòu)底部壓力云圖，仿真結(jié)果可為發(fā)射管的設(shè)計提供參考。在發(fā)射管導(dǎo)流結(jié)構(gòu)氣流轉(zhuǎn)折的地方壓力最大，達到約3.4 MPa，這主要是導(dǎo)流錐提供了氣流轉(zhuǎn)向力。隨后是一圈壓力較低的圓環(huán)，該處沒有受到氣流的直接沖擊，由于燃氣氣流向上排出，此區(qū)域壓強較低，說明燃氣排導(dǎo)較通暢，導(dǎo)流結(jié)構(gòu)起到了燃氣氣流導(dǎo)向作用。

3.2 尾流場速度分布

圖9為發(fā)射管內(nèi)速度分布云圖，速度在噴管內(nèi)發(fā)生了急劇變化，從圖中可以看出，沿噴管軸線方向，速度逐漸增大，在噴管喉部速度達到當?shù)匾羲?，處于臨界狀態(tài)。隨著收斂段橫截面積逐漸減小，氣流速度逐漸增加，特別是在轉(zhuǎn)折處，氣流不斷加速，氣流整體速度越來越大，在出口出現(xiàn)最大值；在擴張段轉(zhuǎn)折處，氣流繼續(xù)膨脹加速，在出口處速度達到最大。經(jīng)過發(fā)射管導(dǎo)流后從發(fā)射管流通噴出。

3.3 尾流場速度矢量圖

圖10是導(dǎo)流結(jié)構(gòu)內(nèi)流場矢量圖，表現(xiàn)了發(fā)動機尾部燃氣導(dǎo)流后流動方向。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機燃氣尾焰通過導(dǎo)流結(jié)構(gòu)的反射，從發(fā)射管內(nèi)部導(dǎo)流通道向上排導(dǎo)出去，導(dǎo)流通道效果明顯。

4 結(jié)束語

本文以艦載多管火箭炮為研究對象，針對現(xiàn)有艦載火箭炮尾焰大、發(fā)射空間大等問題，提出了新型發(fā)射管技術(shù)，設(shè)計了方形發(fā)射管、導(dǎo)流結(jié)構(gòu)和排焰通道，仿真分析了新型發(fā)射管內(nèi)燃氣流場情況。

根據(jù)方形發(fā)射管及導(dǎo)流結(jié)構(gòu)模型，建立仿真模型，說明了數(shù)值模擬過程中使用的各種方程與方法，并對數(shù)值模擬的結(jié)果做出了分析，明確了發(fā)動機尾流場的排導(dǎo)特性。通過仿真分析明確了新型發(fā)射管發(fā)射火箭彈時燃氣壓強和速度在發(fā)射管內(nèi)的分布情況。

仿真計算結(jié)果表明：該新型方形發(fā)射管不影響火箭彈的正常發(fā)射，能確保發(fā)射安全性，且導(dǎo)流結(jié)構(gòu)能將燃氣順利向前排出。由此即可根據(jù)實際需求，通過流場仿真，設(shè)計合理的新型發(fā)射管，滿足火箭炮無尾焰、小空間發(fā)射需求，為艦載火箭炮武器系統(tǒng)提供了參考。