气体冲击试验系统计算研究

王正军，兰宝刚，李广武

(西安航天动力测控技术研究所，陕西 西安 710025)

气体冲击试验系统计算研究

王正军，兰宝刚，李广武

(西安航天动力测控技术研究所，陕西 西安710025)

提出了一种气体冲击试验方案，用来模拟燃气发生器产生的压力载荷环境，使用集总参数对初容室内压力曲线进行编程计算，验证了方案的可行性并确定了相关的参数。在分析各参数影响的基础上对建成的试验系统进行了5次调试，经过调试，初容室内压力曲线与目标曲线基本一致，表明气体冲击试验方案能够很好地模拟燃气发生器产生的压力环境。

飞行器试验技术；燃气发生器；气体冲击；压力曲线模拟；仿真计算

垂直发射系统是海军目前广泛使用的舰载导弹发射方式，具有载弹量大，发射率高，全方位攻击等多种优势[1]。传统垂直发射一般使用燃气发生器点火产生燃气推动导弹出筒[2]。由于燃气发生器成本、可重复性和安全性等原因，可采用冷气代替燃气发生器产生的高温高压气体。

国内许多学者对冷气弹射进行了研究，例如，赵克转等[3]使用ADAMS对冷气弹射过程进行了动力学建模仿真；杨风波等[4]对高压弹射装置内弹道进行了建模与计算等。这些研究主要是关于理论和建模仿真计算方面，缺少相关的试验结果验证。

笔者在以往冷气弹射方案基础上提出了一种气体冲击试验方案，用来模拟燃气发生器产生的压力载荷曲线(目标曲线)；使用集总参数编程对气体冲击过程进行了计算，计算所得压力曲线与目标曲线基本相符，从而验证了试验方案的可行性；对压力曲线进行了影响因素分析，并根据影响因素分析对建成的试验系统进行了5次调试。

1 气体冲击试验方案

拟定本试验方案为使用高压气体向初容室内同时充放气来模拟压力曲线，初容室模拟工装设置一定面积的排气口模拟下降沿，排气口始终与外界大气相通。试验系统构成如图1所示。

对高压气体充放气过程进行控制，常见控制方式是使用阀门，如电磁阀门、气动阀门等。气动阀门开关时间一般要比电磁阀门要快，不过依然无法满足本课题的打开时间要求。

要实现气体冲击过程的快速打开，只有使用快速作用的爆破片，与阀门相比，爆破片动作迅速，爆破压力精度高，爆破时间一般为毫秒级[5-6]。

为了验证试验方案的可行性，需要对充放气过程进行计算，对于此类过程，传统方法采用的是理论分析方法[7-8]。对计算对象进行抽象和简化建模，根据气体动力学和气体热力学的相关理论对气瓶内压力释放和初容室气体的质量流量进行计算，得到初容室内压力变化，其结果可以表明各影响因素之间的关系，为深入分析提供指导。

2 气体冲击过程理论计算

采用集总参数对气体冲击过程初容室内压力曲线进行计算，由于气体冲击过程时间很短，因此认为过程绝热。

2.1数学模型

高压情况下，理想气体状态方程与真实情况偏差稍大，考虑到准确性和方程复杂程度，采用R-K状态方程计算气体参数，R-K方程[9]形式为

(1)

(2)

(3)

式中：p为压力；T为温度；v为比体积；R为气体常数；pcr为临界压力；Tcr为临界温度。

对于最小截面积为A的管道，其流动状态由管道两端压力比决定。

临界压力比βcr由下式计算：

(4)

式中，γ为理想气体比热比。对于空气γ=1.4，则βcr=0.528。

(5)

式中：ρ0为上游气体密度;T0为上游气体温度。

(6)

实际上，气体流过复杂的内部元件时，流动损失是不能忽略的。在一定的上游条件和一定的压差条件下，实际通过元件的质量流量将小于按理论公式计算出来的理论质量流量。引入流量系数Cq(0

(7)

流量系数可以根据Perry试验[11]近似计算：

(8)

初容室内压力变化可由开口系统的能量方程计算，若认为过程绝热，略去热传递、气体重力势能项，则充放气过程中初容室内能变化量等于流入与流出气体焓的变化量，即：

mdu+udm=hdm

(9)

而内能u=cvT，焓h=cpT，其中cv可由温度多项式或简化为定值比热容计算，而cp/cv=γ。

2.2计算结果

假设在计算时间内初容室内压力达到平衡(即压力均匀)，则可以利用计算时间内流入流出初容室的气体流量，通过开口系统能量方程计算初容室内压力变化。

使用C语言编程计算初容室内气体压力变化，计算结果和目标曲线对比如图2所示，其中计算参数为：气瓶容积6.0m3，压力19MPa，管道350mm，初容室容积8.0m3，排气口面积750cm2。可以看到两者变化趋势基本一致，表明气体冲击试验方案可以模拟燃气发生器所产生的压力载荷环境。

3 压力曲线影响因素分析

考虑到模型简化和算法带来的误差，需要展开对试验参数影响因素分析，以表明各个参数对压力曲线影响，指导试验系统参数设计和设备调试。

首先展开各单因素(气瓶容积、气瓶初始压力、管道直径、初容室容积、排气口面积)对压力曲线影响分析，在进行单因素影响分析时，其余各参数保持不变，计算分析基准参数为：气瓶容积6.0m3，气瓶初始压力19MPa，管道直径350mm，初容室容积8.0m3，排气口面积750cm2。

3.1气瓶容积影响分析

改变气瓶容积，其变化对压力曲线的影响如图3所示，由图3可以得到：随着气瓶容积增加，压力曲线峰值到达时间增加，峰值压力增大，对下降沿斜率基本无影响。

3.2气瓶初始压力影响分析

改变气瓶初始压力，其变化对压力曲线的影响如图4所示，由图4可以得到：随着气瓶初始压力增加，压力曲线峰值到达时间几乎不变，峰值压力变大，下降沿变陡。

3.3管道直径影响分析

改变管道直径，其变化对压力曲线的影响如图5所示，由图5可以得到：随着管道直径增加，压力曲线峰值到达时间提前，峰值压力变大，下降沿变陡。

3.4初容室容积影响分析

改变初容室容积，其变化对压力曲线的影响如图6所示，由图6可以得到：随着初容室容积增加，压力曲线峰值到达时间提前，峰值压力减小，下降沿变缓。

3.5排气口面积影响分析

改变排气口面积，其变化对压力曲线的影响如图7所示，由图7可以得到：随着排气口面积增大，压力曲线峰值到达时间提前，峰值压力减小，下降沿斜率几乎无变化。

4 试验系统调试结果

考虑到计算带来的误差和各参数调节难易程度，将气瓶初始压力和排气口面积设计为可调。

综合各方面因素，最终试验系统参数确定为：气瓶容积6.0m3(最大承压30MPa)，初始压力可调节，管道DN350，初容室容积8.0m3(最大承压15MPa)，排气口面积可调，共3个大排气口(内径180mm)和8个小排气口(内径64mm)。

考虑到管道要安装爆破片，为方便拆卸将管道中间部位改为U型。

初容室内壁设置了5个压力传感器测点，其中4个位于初容室排气口下方相同高度均匀布置，1个位于初容室内壁底部，传感器位置如图1所示。

第1次调试结果如图8所示。调试参数为：气瓶初始压力19MPa，排气口面积573cm2。

第1次调试曲线下降沿超出压力上限，并且上升沿过于接近压力下限，为了提高上升沿，提高气瓶初始压力并减小排气口面积进行第2次调试，调试参数为：气瓶初始压力21MPa，排气口面积508.68cm2。

第2次调试曲线上升沿基本满足要求，下降沿超出压力上限，增大排气口面积进行第3次调试，调试参数为：气瓶初始压力21MPa，排气口面积763.02cm2。

第3次调试曲线上升沿与下降沿基本满足要求而峰值压力过低，因此提高初始压力进行第4次调试，结果如图9所示。调试参数为：气瓶初始压力23MPa，排气口面积763.02cm2。调试结果满足要求。

为了验证重复性，又进行了第5次调试，结果表明重复性很好，调试参数与第4次相同。

经过5次调试，最终初容室内压力变化与目标曲线基本一致，满足要求。

由图2计算所用参数与图9调试参数对比可知，实际调试结果与理论计算具有一定的偏差，但是试验系统设计时已经考虑到计算误差，将气瓶初始压力和排气口面积设计为可调，从而可以调节初容室压力变化，经过调节最终使得初容室压力变化满足目标曲线要求。

试验系统调节范围由气瓶初始压力和排气口面积决定。峰值时间可调节极限值为0.245～0.453s，最大峰值压力可调节极限值为7.345～11.910MPa。

与理论计算结果相比，各传感器测点测得压力曲线并不光滑，尤其是在上升沿出现较大的振荡，各测点曲线也有一些差别，这是因为：理论计算得到的压力是初容室内平均压力而不是某个测点的压力；任意时刻初容室内有较大的压力梯度，因此各测点压力不相同。

5 结论

1)气体冲击试验系统能够模拟燃气发生器产生的压力载荷环境，调节初始压力和排气口面积等参数可以使初容室压力曲线在较大范围内变化，经过调试，能够模拟目标曲线，满足要求。

2)集总参数计算对实际流动过程进行了简化抽象，忽略了几何外形对流动的影响，也有一些不符合实际过程的假设，但其计算简单，适合气体冲击试验系统设计和调试计算。

3)各压力传感器测点曲线上升沿都有很大的振荡，并且每个测点压力曲线也不尽相同，这符合物理事实，而非传感器问题。

4)本试验系统不仅可以用来模拟燃气发生器所产生的压力载荷环境，也可以模拟诸如爆炸物对物体的冲击过程，火箭的一、二级分离等其他环境下的气体冲击环境，具有广泛的工程应用价值。

References)

[1] 胡海,李进军. 舰载导弹垂直发射方式和技术诠释[J]. 船舶装备,2002(3):23-25. HU Hai, LI Jinjun. Vertical launch mode and technical interpretation of shipborne missile[J]. Ship Equipment，2002(3):23-25. (in Chinese)

[2] 王丽,张学锋. 某新型燃气发生器发射过程药柱燃烧数值仿真[J]. 计算机仿真,2014,31(12):37-40. WANG Li, ZHANG Xuefeng. Numerical simulation of propellant combustion on launch of a new type of gas gene-rator[J]. Computer Simulation,2014,31(12):37-40. (in Chinese)

[3] 赵克转,张高峰. 导弹冷弹射过程建模及动力学仿真研究[J]. 弹箭与制导学报,2012,32(4):45-48. ZHAO Kezhuan, ZHANG Gaofeng. Modeling and dynamic simulation study on missile cold ejection process[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance,2012,32(4):45-48. (in Chinese)

[4] 杨风波,马大为,杨帆,等.高压弹射装置内弹道建模与计算[J]. 兵工学报,2013,34(5):527-534. YANG Fengbo, MA Dawei, YANG Fan, et al. Interior ballistic modeling and calculation of high-pressure ejection device[J]. Acta Armamentarii,2013,34(5):527-534. (in Chinese)

[5] 周峻. 安全阀与爆破片适用范围及优缺点[J]. 机械,2007,34(增刊1):58-59. ZHOU Jun. Application scope and advantages and disadvantages of safety valve and bursting disc[J]. Machinery,2007，34(Sup1):58-59. (in Chinese)

[6] 郑根土. 爆破片装置简介及选用[J]. 化工生产与技术,1998(2):46-50. ZHENG Gentu. Brief introduction and selection of bursting disc device[J]. Chemical Production and Technology,1998(2):46-50. (in Chinese)

[7] 杨钢,徐小威,高隆隆,等. 高压气体定容积充放气的特性[J]. 兰州理工大学学报,2010,36(3):42-46. YANG Gang, XU Xiaowei, GAO Longlong, et al. Characteristics of isovolumetric charge and releasing of high pressure gas[J]. Journal of Lanzhou University of Technology,2010,36(3):42-46. (in Chinese)

[8] 李超,梁浩,王飞,等. 容器放气性能研究[J]. 机械科学与技术，2011，30(1):163-165. LI Chao, LIANG Hao, WANG Fei, et al. A study of the outgassing characteristic of a vessel[J]. Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering,2011,30(1):163-165. (in Chinese)

[9] 王保国. 气体动力学[M]. 北京：北京理工大学出版社,2005：42-43. WANG Baoguo. Gas dynamics[M]. Beijing: Beijing Institute of Technology Press,2005:42-43. (in Chinese)

[10] 沈维道,童钧耕. 工程热力学[M].4版. 北京: 高等教育出版社,2007:249. SHEN Weidao, TONG Jungeng. Engineering thermodynamics[M].4th ed. Beijing: Higher Education Press,2007:249. (in Chinese)

[11] SZENTE V, MZER Z, Tajti. Experimental investigation on pneumatic components[C]∥ Proceedings of the12th International Conference on Fluid Flow Technologies. Budapest，Hungary：IEEE，2003.

StudyontheCalculationofAirImpactTestSystem

WANG Zhengjun, LAN Baogang, LI Guangwu

(Xi’an Aerospace Institute of Solid Propulsion Control and Measurement Technology, Xi’an710025, Shaanxi，China)

This paper presented a scheme for gas impact test, used for the pressure load environment simulation of gas generator. The lumped parameters on initial chamber pressure curves were calculated to verify the feasibility of the scheme with the relevant parameters determined. Then the five debugging of the experimental system was built after debugging on the basis of the analysis of the effects of each parameter. The early chamber pressure curve and the target curve are consistent, indicating that the gas impact test scheme can well simulate the pressure produced by the gas generator.

experimental technology of aerocraft; gas generator; gas impact; pressure curve simulate; simulation computation

TJ02

： A

：1673-6524(2017)03-0053-05

10.19323/j.issn.1673-6524.2017.03.011

2016-12-01

王正军(1990—)，男，硕士研究生，主要从事固体火箭发动机试验技术研究。E-mail：970873283@qq.com