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摘要:為研究初容室容積變化對燃氣彈射載荷與內彈道性能的影響，建立了含二次燃燒和尾罩運動邊界的二維軸對稱數值模型。在實驗數據驗證模型可靠性的基礎上，研究了初容室容積變化導致流場結構和二次燃燒核心區域改變的機理，分析了彈射過程中影響建壓的主導因素，得到了不同初容室容積下的流場、載荷和內彈道性能規律。結果表明：隨著初容室高度的增加，燃氣射流反射點由筒底轉移至筒壁面，二次燃燒核心區域由發射筒上部轉移至下部；對于彈底初始沖擊壓力峰值，容積因素占據主導，對于二次壓力峰值，總壓因素占據主導；導彈加速度峰值和出筒速度先減小后增加，出筒時間先變長后變短。實驗裝置初容室高度增加100mm，為最優內彈道設計方案。

關鍵詞:燃氣彈射；初容室容積；二次燃燒；載荷；內彈道性能

導彈是靠自身的發動機產生的推力［1－4］運行的武器，其發射有自力發射和燃氣彈射等方式，燃氣彈射是一種利用固體火箭發動機產生高速燃氣射流，在發射筒內快速建壓推動導彈向上運動的航天發射技術［5］。由于低燃溫推進劑在1000～1500℃、寬壓范圍（0．1～20MPa）下可以穩定燃燒，相對于傳統熱發射流場溫度的3000～3500K［6－7］，極大地改善了發射筒內熱環境，被廣泛應用于國內外各種導彈發射。低燃溫彈射技術研究手段主要依靠理論研究與實驗驗證，其中理論研究方法包括經典零維內彈道學和多維數值模擬。Edquist［8］最早對彈射過程的熱力學參數進行解算，袁曾鳳、譚大成等［9－10］在此基礎上建立和完善了零維理論，惠衛華等［11］建立了實驗數據與零維理論對接的一體化模型。零維理論雖然能快速獲取內彈道性能曲線，但無法得到瞬態發射流場狀態，也忽略了推進劑燃燒產物的多組分和復燃特性［12－13］。低燃溫推進劑燃燒后產生大量可燃成分，進入初容室內與氧氣發生非預混二次燃燒現象［14］。胡曉磊等［15］建立了二維軸對稱數值模型，對比分析了有無二次燃燒對低燃溫彈射荷載和內彈道性能的影響，李仁鳳等［16］得出彈射過程的初始壓力沖擊是由二次燃燒導致，二次壓力沖擊是由燃燒室總壓升高導致的結論，并研究了二次燃燒產物對內彈道性能的影響。現有文獻針對低燃溫彈射的研究多建立在實驗裝置基礎上，并未考慮結構變化對內彈道影響。初容室容積直接影響燃氣的初始填充過程［17］，初始容積較大時，氧氣量較多，二次燃燒沖擊劇烈，但建壓速度相對緩慢；初始容積較小時，建壓速度加快，但氧氣量較少，二次燃燒沖擊相對減弱。此外，噴管入口總壓直接影響進入發射筒內燃氣壓力，對建壓過程影響明顯。所以研究容積因素、二次燃燒因素和總壓因素在建壓過程中所占的主次，對內彈道載荷和導彈出筒性能的優化具有重要的工程意義。

1物理模型和計算方法

1．1物理模型和控制方程彈射裝置主要由固體火箭發動機、噴管、導流錐、發射筒、導彈尾罩和底座及支撐結構組成，幾何模型見圖1。其中，P點為實驗和數值仿真的監測點，假設實驗裝置初容室高度為h，P點位于0．75h處。燃氣彈射工作原理：低燃溫推進劑在燃氣發生器中燃燒經噴管加速噴出，與發射筒內空氣產生劇烈二次燃燒，加快筒內建壓過程，推動導彈向上運動。針對燃氣彈射裝置高度軸對稱的特點，數值求解采用二維軸對稱多組分Navier－Stokes控制方程，具體符號含義見文獻［18］。

1．2燃燒模型及湍流模型針對低燃溫彈射過程的流場特性，采用能有效模擬初容室內的燃氣射流與空氣的二次燃燒過程的有限速率／渦耗散模型，其凈反應速率Ri由Arrhe－nius化學動力學和渦耗散反應速率混合控制，Ar－rhenius反應速率作為動力學開關，阻止反應的的火焰穩定之前發生，延遲了計算中化學反應的開始，較為符合實際［19－20］。其中：式（2）～（4）符號含義見文獻［15］，文中氣相組分燃燒模型均采用文獻［21］中反應：2CO＋O2→2CO2＋O4（Q4＝565．95kJ／kmol）2H2＋O2→2H2O＋O5（Q5＝565．64kJ／kmol）采用考慮旋轉效應、適合完全湍流流動的RNGk－ε湍流模型，針對高雷諾數的湍流具有較高的計算精度［22］。受壁面限制的湍流流動的近壁面處理方法采用標準壁面函數。

1．3網格模型和邊界條件燃氣彈射的網格模型采用結構化網格，由于彈射裝置的高度對稱性，三維數值結果與二維相差非常小［23］，所以燃氣彈射的網格模型采用二維結構化網格，在噴管、筒壁面和底座處進行網格加密，噴管處采用均勻加密，筒壁面和底座加密方法采用拋物線性節點分布規律，第一層網格厚度為0．5mm，加密比率為1．05，壁面y＋值保持在［30，200］內滿足要求。為提高尾罩動域部分的網格質量，在尾罩附近單獨畫上高5mm的均勻網格層，見圖2。采用被廣泛模擬各種發射的動網格技術，導彈尾罩為運動邊界，網格運動采用動態分層模型，尾罩網格定義為剛體，不考慮變形，運動規律由牛頓第二定律導出，運動方程見文獻［15］。噴管入口條件采用壓力入口，數據由實驗采集得到，其總壓變化曲線見圖3［18］。燃氣入口組分的含量及質量分數利用最小自由能法計算得出，見表1。計算初始條件為標準大氣狀態，N2和O2的質量分數分別為79％、21％。燃氣發生器壁面、噴管壁面采用絕熱壁面邊界條件，發射筒壁面和底座采用對流傳熱壁面邊界條件。

1．4求解方法采用有限體積法離散控制方程，求解方法采用壓強－速度耦合算法，選擇穩定性較好、計算速度較快的SIMPLE耦合形式。壓力梯度項采用二階格式離散，動量方程的差分格式均采用二階迎風格式，湍流輸運方程的差分格式采用一階迎風格式，各項殘差收斂精度為1×10－4，計算步長為4×10－5s。

2網格無關性檢驗

對于包含多組分燃燒的非定常工程問題，網格大小和質量對數值計算的精度有較強的影響，因此有必要進行網格無關性檢驗。采用3種網格密度下的流動模型進行數值計算，分別為2．19×104、5．95×104、9．97×104個網格，提取3種網格數量下P點壓力及溫度載荷作為比較對象，見圖4。p0為監測點壓力參考值，t0為時間參考值。圖4中3種網格數量下P點壓力曲線和溫度曲線具有相同趨勢，且相對誤差不超過1％。考慮到計算效率需要，選擇2．19萬網格作為計算對象。

3數值方法驗證

為驗證數值方法的可靠性，采用前文建立的數值計算模型和方法，將P點數值計算壓力和溫度與飛行試驗值進行對比（無量綱），實驗值見文獻［18］，圖5中T0為監測點的溫度參考值。從圖5可看出，壓力與溫度的數值曲線與實驗曲線吻合較好，趨勢基本一致，成功捕捉了壓力曲線雙峰值和溫度曲線峰值。實驗測得第1個壓力峰值為0．83p0，計算值為0．84p0；實驗測得第2個壓力峰值為0．78p0，計算值為0．79p0；實驗測得溫度峰值0．94T0，計算值為0．94T0。數值計算結果與實驗值最大誤差為1．2％，表明所建立的數值計算模型和方法具有較高的可信度。

4結果與分析

4．1流場分析初容室容積由初容室直徑和高度共同決定，直徑為彈徑與適配器厚度相加，變化范圍較小［9］，文中不考慮。為研究初容室高度變化對燃氣彈射流場的影響，綜合考慮裝填空間布置的約束，選取6種高度工況進行分析，工況布置見表2。為分析不同初容室高度工況下流場結構形成過程，選取工況3和工況5在4個不同時刻發射筒內流線圖和HCL質量分數云圖進行對比。作流線圖時采用在噴管入口處等間距均勻布置流線的方法，以此來模擬燃氣射流的主要去向。由于HCL組分僅存在于燃氣中，所以其空間分布可以表征燃氣空間擴散狀態。如圖6所示，HCL空間分布形狀與流線形狀基本一致，由于流渦的“卷吸”作用，存在漩渦的區域燃氣量較多。對于工況3，在0．01t0時刻，燃氣經導流錐分流向兩側壁面方向自由運動；由于工況3的初容室高度較小，0．02t0時刻，燃氣射流沖擊底座并完成反射形成初始漩渦，而后向尾罩方向運動；0．02t0～0．03t0時段，燃氣流經尾罩反射開始向下回流，導流錐下部逆時針的漩渦也逐漸開始成形；0．03t0～0．05t0時段，隨著燃氣注入量的增加，發射筒內逐漸形成一個較大順時針的漩渦，流場結構基本穩定。圖7中對于工況5，在0～0．02t0時段，由于燃氣射流還未受壁面約束，所以流場自由發展形成3個漩渦；在0．02t0～0．03t0時段，由于工況5初容室高度較大，燃氣射流反射點首先沖擊發射筒壁面完成反射，一部分燃氣向上形成逆時針漩渦，另一部分向下形成順時針漩渦；在0．03t0～0．05t0時段，隨著進入下部漩渦的燃氣增多，而下部空間有限，形成對上部漩渦的托舉，出現燃氣射流反射點上移的情況。隨著下部漩渦變大，“卷吸”進入的燃氣會進一步增加，由HCL質量分數云圖變化可見，流場結構形成過程中，下部漩渦中的燃氣量不斷增加。圖8（a）～（f）分別為0．1t0時刻6種工況的流線圖、壓力云圖、溫度云圖，其中：左側為流線圖和壓力云圖，右側為溫度云圖。從圖8中流線圖和溫度云圖可見，對于工況1～工況4，隨著初容室高度的增加，燃氣反射點外移，反射軌跡變短，二次燃燒核心區域向中心軸線方向滲透程度明顯加強，同時導流錐下部漩渦變大，燃氣量增加。由壓力云圖可見，盡管二次燃燒更加劇烈，但發射筒內壓力仍然呈現下降趨勢，這表明在0～0．01t0時段，對于建壓過程，容積因素占據主導。對于工況5和工況6，由流線圖和溫度云圖可見，流入發射筒底部燃氣居多，二次燃燒核心區域位于發射筒底部，待底部燃氣溢出后向上擴散，這與前文流場結構形成過程的分析相吻合。

4．2載荷分析圖9為6種高度工況下監測點P的壓力、溫度曲線，圖10為6種高度工況下O2質量分數隨時間變化曲線。隨著初容室高度減小，燃氣在更小的容積內實現填充，建壓速度加快，但氧氣量的減少會導致二次燃燒減弱，延緩壓力上升速度，總壓的上升也是影響筒內壓力變化的重要因素。從圖9（a）和圖10（a）可見，在0～0．2t0時段，此時燃氣總壓較小，筒內增壓主要依靠二次燃燒。隨著初容室高度的減小，監測點P和筒底的初始壓力波峰峰值變大且出現的時間前移，這表明對于建壓過程，容積因素占據主導；在0．2t0～0．4t0時段，如圖10所示，氧氣量較少，筒內增壓主要依靠燃氣總壓上升。從工況1～工況6，氧氣量依次遞減，初容室高度越小，二次燃燒后勁越弱，壓力衰減越快。導彈的運動導致發射筒容積不斷增加，燃氣總壓也在不斷增加，壓力曲線衰減表明容積因素對壓力的“稀釋”占據主導；在0．4t0～0．7t0時段內，二次燃燒完全停止，燃氣總壓不斷上升，壓力持續上升表明總壓因素占據主導；在0．7t0至彈射出筒時段內，燃氣總壓開始下降，發射筒容積仍然持續增加，壓力開始快速衰減，這表明對于建壓過程，容積因素又開始占據主導。圖11為6種高度工況下筒底的平均壓力、平均溫度曲線。其中，p1為筒底的壓力參考值，T1為筒底的溫度參考值。圖11（a）可見，筒底平均壓力與二次燃燒和總壓密切相關，二次燃燒導致初始壓力波峰，燃氣總壓的峰值導致筒底二次壓力波峰；隨著初容室高度減小，燃氣經導流錐分流后更容易沖擊筒底，所以二次峰值大幅上升，對地載荷變大。工況1筒底壓力載荷達到0．8283p1，相對于實驗裝置的壓力上升了43．1％，對發射場坪承壓強度提出了更高的要求。從圖9（b）可見工況1～工況4的溫度曲線呈現先上升后下降的規律，而工況5和工況6呈現先上升后下降，再上升后下降的變化規律。為分析溫度變化機理，選取具有代表性的工況3和工況5進行分析，圖12（a）和（b）分別為工況3和5在0．15t0時刻的溫度云圖。對于工況3，如4．1節流場分析可見，燃氣經底座反射沿發射筒壁擴散，并與空氣發生劇烈二次燃燒，導致P點溫度不斷上升，如圖8（c）和圖12（a）所示，并在0．2t0時刻達到峰值，約為0．95t0，由于二次燃燒的逐漸減弱以及發射筒容積的不斷增加，P點溫度開始不斷下降；對于工況5，如圖6所示，流場初始階段會有大量燃氣向上擴散引起P點溫度升高，在0．05t0時刻左右，流場結構基本形成，燃氣主要向筒底聚集，導致P點溫度出現短暫下降。隨著燃氣向底部注入，導致底部出現阻塞溢出，燃氣開始沿筒壁向上擴散，P點溫度再次上升，0．18t0時刻達到峰值，約為0．92t0，如圖12（b）所示。隨著二次燃燒減弱和容積增加，溫度衰減規律與工況3一致。對于筒底平均溫度，對于工況1～工況5，隨著初容室高度的增加，筒內氧氣增多，二次燃燒更劇烈，高度每增加100mm，筒底的溫度峰值上升約0．05t1。

4．3內彈道性能分析圖13（a）、（b）和（c）為彈射過程中導彈的加速度、速度和位移隨時間變化曲線，3條曲線為監測整個尾罩上的點取平均所得，其中，a0為加速度參考值，v0為加速度參考值，l0為位移參考值。表3為6種高度工況下內彈道性能指標。如圖13（a）和表3所示，對于工況1～工況6，隨著初容室高度增加，加速度峰值先減小后增加，在工況4達到最小值0．8069a0，根據該導彈型號的內 彈道設計要求，加速度峰值不得超過0．84a0，所以工況1和工況2不滿足設計要求；如圖13（b）、（c）所示，6種工況導彈速度和位移曲線相對變化幅度不大，這表明初容室容積變化對初始建壓過程中波峰沖擊影響較大，而對最終導彈出筒性能影響較小。出筒速度先增加后減小，出筒時間先減小后增加，在工況4達到出筒速度最大值0．9788v0，和出筒時間最小值0．9188t0，且滿足內彈道出筒速度設計要求：0．831v0～0．987v0。綜合4．2節載荷分析可見，工況4彈底壓力沖擊和筒底平均壓力沖擊載荷較小，載荷變化相對平穩，導彈加速度峰值最小，出筒速度最高，出筒時間最短，且相對于工況5和工況6，發射筒長度更短，車載機動性能更好，為最優方案。

5結論

1）從流場特性上看，在工況1～工況4高度區間，燃氣射流反射點位于筒底，且隨著高度的增加，反射點外移，二次燃燒核心區域向軸線方向滲透程度加強；在工況5～工況6高度區間，燃氣射流反射點轉移至筒壁面，二次燃燒核心區域先向筒底擴散，待燃氣出現阻塞溢出后向上部區域轉移。2）從載荷特性上看，隨著高度的減小，P點初始壓力波峰出現的時間前移，峰值變大且衰減速度變快；筒底初始平均壓力峰值由二次燃燒導致，二次峰值由燃氣總壓上升導致，且隨高度減小，二次峰值大幅上升。在工況1～工況4高度區間，P點的溫度曲線呈現先上升后下降的規律，高度每增加100mm，筒底的溫度峰值上升約0．05T1。在工況5～工況6高度區間，P點的溫度曲線呈現先上升后下降、再上升后下降的規律。3）從內彈道性能上看，隨著高度的增加，導彈加速度峰值和出筒時間先減小后增加，出筒速度先增加后減小。工況4加速度峰值最小、出筒速度最快、出筒時間最短且載荷變化平穩，為最優方案。4）從影響建壓過程的主次上看，在0～0．2t0時段，容積因素占主導，二次燃燒次之，總壓因素最小；在0．2t0～0．4t0時段，容積因素占主導，總壓因素次之，二次燃燒最小；在0．4t0～0．7t0時段，總壓因素占主導，容積因素次之，二次燃燒完全停止；在0．7t0至彈射出筒時段，容積因素占主導，總壓因素次之。

參考文獻（References）：

［1］韓泉東，任建軍，于杭健．國外深空探測推進技術發展及啟示［J］．火箭推進，2017，43（4）：1－6．

［3］康小錄，杭觀榮，朱智春．霍爾電推進技術的發展與應用［J］．火箭推進，2017，43（1）：8－17．

［4］周利民，劉中祥．膨脹循環發動機技術的發展、應用與展望［J］．火箭推進，2016，42（1）：1－5．

［5］姜毅，史少巖，牛鈺森，等．發射氣體動力學［M］．北京：北京理工大學出版社，2015．

［7］喬野，聶萬勝，吳高楊，等．多噴管液體火箭動力系統尾焰沖擊特性研究［J］．推進技術，2017，38（3）：498－503．

［9］袁曾鳳．火箭導彈彈射內彈道學［M］．北京：北京工業學院出版社，1987．

［10］譚大成．彈射內彈道學［M］．北京：北京理工大學出版社，2015．

［11］惠衛華，鮑福廷，劉旸．考慮低燃溫燃氣發生器試驗的彈射器內彈道性能預示［J］．固體火箭技術，2013，36（6）：715－719．

［12］楊育文，鄧康清，余小波，等．高含鋁推進劑低壓固體火箭發動機尾流場復燃數值模擬與實驗研究［J］．推進技術，2017，38（3）：680－686．

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

［14］胡曉磊，樂貴高，李仁鳳，等．燃氣彈射發射筒內燃氣－空氣二次燃燒現象研究［J］．彈道學報，2014（4）：76－81

作者：程洪杰 趙謝 陳力 趙媛 單位：火箭軍工程大學兵器發射理論與技術軍隊重點學科實驗室