发动机建压速率对易碎盖开盖的影响

发动机建压速率对易碎盖开盖的影响

郭锦炎1,赵衡柱1,吴新跃1,李博2

(1.北京航天发射技术研究所,北京 100076;2.航天材料及工艺研究所,北京 100076)

摘要:为了研究导弹箱式热发射中导弹发动机建压速率对发射箱易碎盖开盖的影响,通过对动力源进行假设,建立了发动机建压速率与易碎盖开盖能量之间的关系,分析了发动机建压速率对易碎盖开盖的影响;利用数值仿真得到不同速率下的箱内压力曲线,仿真结果表明,建压速率越高前盖开盖风险越大。对比分析了不同导弹飞行试验中发射箱内压力数据,试验验证了仿真结果的正确性。该研究为前、后易碎盖开盖压力指标的优化提供了参考。

关键词:箱式发射;易碎盖;发动机建压速率

中图分类号:TJ768.2文献标识码:A

收稿日期:2015-02-21

作者简介:宫鹏涵(1981- ),男,讲师,博士研究生,研究方向为步兵武器结构动力学、人机工效。E-mail:gongpenghan@126.com。

收稿日期:2014-12-01

作者简介:练永庆(1973- ),男,副研究员,博士,研究方向为水中兵器发射技术。E-mail:lianperson@126.com。

Research on Effect of the Rising Rate of Rocket Motor’s Pressure on Friable Lid Opening Process

GUO Jin-yan1,ZHAO Heng-zhu1,WU Xin-yue1,LI Bo2

(1.Beijing Institute of Space Launch Technology,Beijing 100076,China;2.Aerospace Research Institute of Materials and Processing Technology,Beijing 100076,China)

Abstract:In order to research the influence of rising rate of rocket motor’s pressure on opening gas-opening fragile cover in box-launching process,the assumption about power source was carried out,and the relationship between power source and the rising rate of motor’s pressure was also established.The effect of the rising rate of rocket motor’s pressure on opening fragile cover was analyzed.The box-launching pressure curve was achieved by numerical simulation.The result shows that the perils of pre-cover’s opening are augmented with the increase of the rising rate of motor’s pressure.Comparing with the box-launching pressure curve in different flight test,the simulation result was validated.The study results offer reference for the optimizing pre-and-post fragile cover opening-pressure.

Key words:box-launching;friable lid;rising rate of rocket motor’s pressure

箱式热发射是常用的战术导弹发射方式,为了降低设备复杂度、简化发射流程,其发射箱往往采用易碎盖,其中又以燃气开盖式前、后易碎盖最为简洁。箱盖开盖的动力源来自导弹点火时产生的能量,其中后盖主要依靠封闭憋压,而前盖的开盖动力源来自后盖憋压产生的压力波[1]。前人为提出合理的前、后盖开盖压力,利用数值仿真的方法对其开盖过程进行研究[2],并对前、后盖的压力匹配情况进行了相关的研究[3],为该技术的工程化提供了指导。

在该技术的工程运用中,开盖利用的是发动机点火初期的能量,而发动机点火初期的建压速率存在一定的离散,目前还没有专门针对发动机建压速率对开盖影响的研究。为了更准确地制定前、后盖的开盖压力指标,需研究清楚建压速率的上偏差还是下偏差对易碎盖的开盖更为不利,提高工程运用中的发射安全性。本文以此为背景展开相关研究。

1分析研究

1.1　前、后盖开盖原理

通常认为导弹点火瞬间燃气先冲击后盖,随后形成弹箱构形间的倒流,该二次流压缩空气形成强间断——起始冲击波,形成初始压力峰;接着,起始冲击波从后向前传播,扫过箱体到达前盖[1]。如图1所示。

图1　导弹点火初期发射箱尾段内流场示意图

大量研究表明,起始冲击波(或称压力波)呈现如下的客观规律:

①起始冲击波的大小与箱弹的几何构形、后盖开启时间(后盖承压能力)以及发动机性能等有关[1];

②后盖开启时间越晚(即后盖承压能力越强),起始冲击波最大超压值越大,随后越趋稳定[1];

③随着后盖开盖压力的增大,压力波作用在前盖上的压力逐渐增大[1];

④压力波的传播速度基本为音速[2];

⑤后盖开启时间越晚(即后盖承压能力越强),冲击波越强(即能量越高),持续时间逐渐增大[2-3];

⑥压力波传播到前盖时,作用在前盖上的压力呈现由中心向边缘逐渐减少的分布趋势[3]。

1.2　基本假设

根据前后盖开盖原理做出如下假设:

①发动机点火初期,发动机产生的燃气能量有a%以压力波的形式传递到前盖内表面;

②发动机点火初期,发射箱尾部积累的燃气能量(扣除以压力波形式传递出去等相关损失)占发动机产生的燃气总能量的比值相对恒定,为b%;

③压力波传递到前盖的时间相对恒定,假设为Δt;

④前盖开盖时所需要的压力波能量相对恒定;

⑤后盖开盖时所需要的能量相对恒定;

⑥发动机点火初期喷出的燃气总能量与时间相关,其能量可以表示为kt,其中k表示能量功率。

1.3　影响分析

假设发动机建压较快时前盖打开时压力波持续时间为t1,发动机喷出的燃气总能量为k1(t1+Δt),后盖处存有的燃气能量为k1(t1+Δt)(b%),传到前盖处的能量为k1t1(a%);发动机建压较慢时前盖打开时压力波持续时间为t2,发动机喷出的燃气总能量为k2(t2+Δt),后盖处存有的燃气能量为k2(t2+Δt)(b%),传到前盖处的能量为k2t2(a%)。由于开盖风险主要为前盖无法打开,故从如下角度进行分析。

对建压速率较快的发动机而言,当前盖打开时后盖处可以积聚的能量为

k1(t1+Δt)(b%)=k1t1(b%)+k1Δt(b%)=E1;

对建压速率较慢的发动机而言,当前盖打开时后盖处可以积聚的能量为

k2(t2+Δt)(b%)=k2t2(b%)+k2Δt(b%)=E2。

根据假设④,有k1t1(a%)=k2t2(a%),k1t1=k2t2;E2=k2t2(b%)+k2Δt(b%)=k1t1(b%)+k2Δt(b%)=k1t1(b%)+k1Δt(b%)-k1Δt(b%)+k2Δt(b%)=E1-k1Δt(b%)+k2Δt(b%)=E1+(k2-k1)Δt(b%)。

由于建压速率不同,有k2

因此,建压速率越快,前盖压力波积累到足以使前盖破碎的能量时,对应后盖处积累的能量越高,后盖越容易提前破碎。

通过以上对比分析可以得出:建压速率越快,后盖开盖越早,能够传播到前盖处用于开盖的能量越少,对前盖的开盖越不利。

2数值仿真研究

2.1　数学建模

数学仿真研究时以某型号发射箱为例,根据研究目标进行简化,将方箱简化成圆筒,按二维轴对称进行简化。利用求解二维非定常Navier-Stokes方程的方法,在Fluent软件平台上进行计算仿真,二维模型在Gambit前处理软件上完成,并采用完全结构化网格,如图2所示。

计算由发动机内开始,采用压力入口边界条件,压力变化输入数据由用户定义的压力条件接口,总温取为燃烧室温度。并作如下假设:仿真分析时后盖不打开;发动机燃气为理想气体;湍流模型使用κ-ω模型;环境压力95 kPa,温度10 ℃;燃气平均分子量29.65,定压比热容2 026 J/(kg·K)。

图2　计算模型

2.2　仿真计算与分析

仿真计算时给定发动机燃烧室的压力。图3为发动机建压速率上下偏差时燃烧室内的压力曲线(已无量纲处理,下同)。

图3　建压速率上下偏差时燃烧室压力曲线

通过仿真计算得到前后盖内表面的平均压力,如图4所示。假设当前盖处的压力曲线面积达到0.09时前盖破碎,对p1曲线而言,当压力波持续0.4时长后面积达到0.09,对p2曲线而言需要0.32时长;而0.4时长时p1曲线对应的后盖处的面积为0.043 6,而0.32时长时p2曲线对应的后盖处的面积为0.048,大于p1曲线,因而建压速率越低时开盖的风险越小。

图4　数值仿真结果曲线

通过以上分析同样得出:同样后盖的情况下,建压速率越快前盖开盖风险越高。

3试验验证

在某型号导弹进行飞行试验时对箱内的压力进行测量,分别取最靠近前、后盖处的压力测点进行分析,如图5所示。

图5　试验曲线

根据图5所示曲线数据可以获得表1所示的试验数据分析表，表中,S0f为前盖开盖时前盖处曲线面积，S0b为后盖开盖时后盖处曲线面积，Sfb为提供前盖开盖压力波时后盖处曲线面积；tf,tb分别为前盖开盖时压力波时长和后盖开盖时总时长；表中各量均已作无量纲化处理。表1中提供的前盖开盖压力波能量时后盖处曲线面积0.06与0.038 5的比较结果表明,建压速率越高,提供足够前盖开盖压力波能量时后盖处的能量越高,开盖风险越高。通过表1中前、后盖开盖时曲线面积0.214与0.06及前、后盖开盖时总时长1.064与0.364的比较,可以得出该型导弹发射箱设计时后盖开盖指标留有约3倍的工程余量,并可以根据建压速率的上偏差值进行后盖开盖指标的优化。与最大建压速率时压力p2的计算结果的比较显示,在指标确定时要充分考虑工程上的不确定因素。

表1　试验数据分析

4结论

本文通过工程分析、 数值仿真及试验研究等方

法,研究了发动机建压速率对前、后易碎盖开盖的影响,得出了发动机建压速率越高,前盖开盖风险越大的结论;指出前、后易碎盖在前、后盖开盖指标的设计和优化时应主要以发动机建压速率的上偏差为基准。但值得注意的是发动机建压速率高低与发动机点火药性能偏差、主装药燃速偏差、发动机堵盖偏差等诸多因素有关,加之易碎盖本身有一定的离散性,因此在前、后盖开盖指标的确定时要留有一定的工程余量。

参考文献

[1] 李学民.导弹发射箱(筒)内燃气流特性分析——热态试验研究.宇航学报,1997,18(4):66-73.

LI Xue-min.Characteristic analysis of missile combustion-gas in a launching-container(launching-tube)—hot experiment study.Journal of Astronautics,1997,18(4):66-73.(in Chinese)

[2] 姜毅,耿锋,张强.导弹发射筒盖开启过程数值计算及试验.弹道学报,2008,20(3):33-35.

JIANG Yi,GENG Feng,ZHANG Qiang.Numerical calculation & experiment for the opening process of missile launcher’s cover.Journal of Ballistics,2008,20(3):33-35.(in Chinese)

[3] 党海燕,贺卫东,鲁志刚,等.激波开盖中后盖开盖压力对前盖压力的影响研究.战术导弹技术,2012(1):54-57.

DANG Hai-yan,HE Wei-dong,LU Zhi-gang,et al.Research on the effect for the opening-pressure of post-cover to the pressure of pre-cover in the shock wave opening.Tactical Missile Technology,2012(1):54-57.(in Chinese)