水下航行器-发射筒间隙流动仿真

刘元清,张晨星,陈香言,王凡瑜

(北京宇航系统工程研究所,北京,100071)

0 引言

固定在筒壁的减振垫-气密环方案具有结构简单、可重复使用、无伴随航行器运动分离物导致的碰撞安全隐患等优点,是水下航行器与发射筒间隙适配方案的发展趋势[1-3]。为了对水下航行器进行横向支撑约束并提高支撑强度、保持筒内压力以保证出筒速度,往往需设置多道气密环结构,从而将间隙沿航行器长度方向分割成多个完全密闭或半密闭独立腔室。当航行器尾部经过气密环时,筒底高压高温气体将进入航行器-发射筒-气密环组成的间隙腔,剧烈的压差使其内部瞬间充压,呈现出高速和分离流动等复杂特征,其将承受较大冲击载荷;而多个间隙腔室的连通过程则使得航行器出筒过程经历多次剧烈压力振荡。因此,航行器-发射筒间隙流动对气密环、发射筒及航行器载荷特性具有重要影响,已成为发射系统设计的重要内容之一[4-6]。

尚书聪等[2]建立了采用气密环结构的导弹出筒过程横向动力学模型,表明剧烈的载荷振荡导致航行器运动不平稳。秦丽萍等[7]采用数值仿真研究了气密环透气孔结构的流量规律与各间隙腔压力演化特性,并进行了试验验证,当航行器尾部通过气密环时,小孔质量存在突变增加和突变减小现象,而腔内压力则出现强烈振荡现象。陈前昆[8]对气密环变形测试技术进行了研究,得到了发射筒不同位置变形特性,为发射过程航行器与气密环相互作用研究提供了参考。赵世平[9]和刘传龙[10]等的研究表明,水下垂直发射时适配器刚度对航行器出筒过程受力特性具有重要影响。朱珠等[11]建立了潜空导弹垂直出筒动力学模型,导弹和适配器受力均出现了复杂振荡现象,并随着发射平台航速增加而剧烈恶化。

综上可知,水下航行器发射过程适配的载荷特性极为复杂,尤其是在发射之前,筒内充气压力与水深环境相同,发射筒及航行器均承受较大初始载荷;在出筒过程中发射平台运动导致的横流冲击加剧以上结构载荷。此外,由于弹射过程筒底压力远高于筒内初始压力,当航行器尾部经过气密环时导致复杂的压力振荡[7],进一步恶化航行器-发射筒结构的载荷特性,但目前对此问题的详细研究较少。因此,文中将针对航行器尾部与两道气密环间的间隙腔连通过程开展动态非定常仿真研究,详细探讨间隙内流场演化、压力脉动幅值与频率等特征,并对比3 种连通初始压比和3 种航行器运动速度对间隙流动的影响,分析其作用机制,为航行器-发射筒结构设计、气密环设计与降载优化等提供参考。

1 研究对象与数值方法

1.1 研究对象

图1(a)给出了水下航行器与发射筒适配模型示意图。航行器垂直发射,发射筒内有多道固定在筒壁上的气密环,发射过程中,通过筒底高温高压气体将航行器弹出(运动方向指向水面),在出筒过程中航行器尾部将依次经过各道气密环而使得发射筒底部高压气体与间隙腔连通,在此过程中将产生复杂的压力脉动和非定常流场演化。针对某航行器两道气密环间的间隙腔进行研究。由于航行器及发射筒均为轴对称结构,出筒过程仿真中常采用二维轴对称模型[12-14]。图1(b)给出了发射初始状态时的轴对称计算域,所考虑的流体区域包括发射筒底部区域及气密环与航行器和发射筒壁面组成的间隙腔,该间隙腔长度与宽度的比值为340∶1,间隙宽度为50 mm。在航行器尾部布置了8 个监测点(分别用m1～m8 标记),以研究发射筒底部与间隙腔连通时的压力振荡特性,监测点m1～m8 距航行器尾部的距离分别为0,100,200,300,400,800,1 200 和1 600 mm。

图1 水下航行器与发射筒模型Fig.1 Models of undersea vehicle and launch tube

针对发射筒底部与间隙腔3 种不同初始压比(pt/p0=2.0,2.5和3.0,其中pt为发射筒底部弹射气体压力;p0为间隙内初始压力,即当地水深压力)和航行器3 种不同运动速度(V=10,15,20 m/s)探讨动态运动连通过程中间隙内流动演化和压力脉动规律及机制。由于航行器运动速度远小于间隙腔连通时的气体速度,且航行器质量较大,在其尾部经过气密环1 和气密环2 时的速度差别较小,因此可假定该过程中航行器匀速运动。

1.2 数值方法

采用Ansys fluent 软件进行仿真计算,采用可压缩气体,给定发射筒底部的弹射气体压力,其温度为500 K,湍流模型为标准k-ε模型。采用动网格技术模拟航行器运动,由于筒内航行器一自由度运动,通过层变方式更新运动过程中的计算网格。

由于间隙宽度小、气密腔狭长,在尾部与气密腔连通时内部流动较为复杂,计算网格疏密对间隙腔内压力脉动、速度变化等的精确捕捉具有重要影响。因此,首先开展了计算网格对仿真结果的影响研究,如图2 所示,网格总数分别为30 000、60 000 及120 000。从图3 中监测点m8 (所设置的监测点中该点压力脉动幅值最大) 处压力来看,3 种网格条件下压力极大值、极小值及压力脉动周期基本相同。此外,秦丽萍等[7]的仿真及实验也观测到以上相同的压力振荡现象,从而验证了结果的合理性。而从图4 中连通后某时刻间隙马赫数来看(为了清晰显示间隙内流动演化,视图中对间隙宽度进行了7 倍放大处理,后文流场结构及云图均按此方法进行处理),高速区分布范围差别较小;当网格数为60 000 和120 000 时,其最高马赫数基本相同,而网格数为30 000 时略低。因此,以上3 套网格均较密,加密网格对压力脉动计算结果影响较小,在后续研究中,所采用计算网格的总数为60 000。

图2 间隙计算网格对比Fig.2 Comparison of grids in the gap

图3 不同网格数下监测点m8 处压力对比Fig.3 Comparison of pressure at monitoring point m8 under different grid numbers

图4 连通后某时刻马赫数对比Fig.4 Comparison of Mach numbers after connection

2 结果与分析

2.1 间隙流动与压力脉动特性分析

针对发射筒底部与间隙腔内初始压比为pt/p0=2.5、航行器速度V=15 m/s 工况下,详细分析间隙流场演化特性。从图5 中监测点压力可以看出,随着航行器的运动,当其尾段壁面监测点进入间隙腔且发射筒底部未与该间隙腔连通时,其压力降低;当发射筒底部弹射气体与间隙腔连通后,筒底高压气体进入使得其内部压力急剧升高,并出现较大的压力峰值;随着航行器的进一步运动,各监测点压力呈类似正弦波动下降趋势,但其脉动周期基本不变,约为13 ms。监测点离航行器尾部越远或者说连通时离气密环2 越近,其压力波动越大,压力峰值越大。从图5(b)中连通后初期的压力进一步可看出,航行器壁面压力脉动的最大峰值可达1.0p0,脉动压力谷值约为0.5p0。

图5 监测点压力变化Fig.5 Pressure changes at the monitoring points

图6 和图7 给出了从间隙连通后(连通时刻为t0)至第1 个压力谷值时间段内6 个不同时刻的流线、马赫数和压力分布。马赫数分布表明,当间隙腔与航行器尾部连通时,由于发射筒底部压力远高于间隙腔内初始压力,形成了高速缝隙泄漏流动,局部马赫数大于1。从流线可以看出,弹射气体进入间隙腔后首先撞击发射筒壁面,而后沿狭小间隙向气密环2 流动,直至冲击其壁面并反射,在间隙内形成复杂的旋涡流动,进而向筒底反流,但此时其流速较低。结合图7 中的压力云图可知,此时筒内压力将急剧升高,即间隙内的压力峰值由筒底向间隙内泄压的高速气流冲击另一道气密环受阻所致,因此,气密环2 将受到较大冲击载荷。此后,在较长时间段内气流始终向筒底反流,直至间隙内压力再次下降并达到极小值后 (对应前文图5 中的第1 个压力谷值),筒底气流将再次进入间隙内,直至从气密环2 壁面反射使得间隙内压力再次升高。但由于此时随着航行器的运动,筒底与间隙腔的连通区域增大,间隙内初始压力更高,气流冲击气密环2 的压力峰值也随之减小。结合前文图5(a)可知,直至航行器尾部运动至气密环2 时,该间隙内将反复出现多次压力脉动或者说高速泄漏流动冲击,流动分离呈现出剧烈的非定常演化特征。

图6 连通后间隙内不同时刻的马赫数和流线Fig.6 Mach numbers and streamlines in the gap after connection

图7 连通后不同时刻的压力分布云图Fig.7 Contours of pressure in the gap after connection

2.2 初始压差对流动与脉动的影响

图8 给出了不同初始压差下最大压力的监测点8 压力对比。可以看出,不同初始压比pt/p0下的压力脉动规律相同,连通后较短时间内出现了明显的冲击压力峰值,而后监测点压力急剧减小,直至达到极小值后再次增加。不同初始压比下冲击峰值出现的时间及周期基本相同。初始压比越大,压力脉动愈加明显,如图9 中给出的冲击压力峰值和谷值相对初始压比的变化所示,脉动压力的相对极大值和极小值均随着初始压比的增加而线性变化。

图8 监测点m8 处压力对比Fig.8 Comparison of pressure at monitoring point m8

图9 脉动压力峰值随初始压比变化曲线Fig.9 The peak value of pulsating pressure with different initial pressure ratio

图10 给出了不同初始压比下第1 个冲击压力峰值时刻间隙内压力分布云图对比。可以看出,间隙内压力分布趋势相同,靠近气密环2 区域压力高,而气密环1 附近压力低,从而形成了明显的压力梯度,因此气流必然将由气密环2 向发射筒底部回流。图中还表明,初始压比越大,相同位置处筒内压力也越高,即压力脉动也愈加明显。

图10 第1 个冲击峰值时刻间隙内压力分布Fig.10 Pressure distribution in the gap at the moment of the first impacting peak

2.3 航行器运动速度的影响

进一步研究不同航行器运动速度下间隙腔内的流动与压力脉动特性,3 种速度分别为V=10,15,20 m/s。图11 中给出了监测点8 在间隙连通后的压力变化,其中横坐标为相对连通时刻的时间变化。可以看出,3 种工况下间隙内压力脉动趋势相同。但从其数值来看,随着航行器运动速度的增加,由于连通区增长加速,发射筒底部高压气体向间隙腔内的泄漏流量增大,从而使得监测点压力升高速度加快,且第1 个冲击压力峰值更大,而气流反射后向发射筒底部反流时的压力谷值也更小,即压力脉动幅值增加。从时间演化来看,3 种速度下压力脉动周期相同,约为13 ms,即脉动周期不随航行器运动速度变化。

图11 连通初期监测点m8 处压力对比Fig.11 Comparison of pressure at monitoring point 8 in the initial stage of connection

图12 中给出了连通后在第1 个冲击压力峰值出现前航行器尾部距气密环1 在某一距离相同条件下的间隙内动压分布对比。可以看出,当航行器运动速度较快时,泄漏量增加,间隙高动压区范围越大,此时间隙内流速度更高,由筒底气体发展后冲击气密环2 时滞止压力也更大,即间隙内压力脉动峰值提前且数值更大。

图12 相同连通距离下间隙内动压对比Fig.12 Comparison of dynamic pressure in the gap under the same connecting distance

3 结论

通过不同连通初始压比和航行器运动速度下间隙流动的动态非定常数值仿真表明:

1) 航行器尾部经过气密环时,发射筒底部高温高压气体进入间隙腔后将产生局部超音流动,气流在冲击远离筒底的气密环后反射并产生复杂的非定常分离流动,壁面承受剧烈的高频脉动压力载荷;

2) 随着初始压比pt/p0增加,冲击压力幅值相对变化量线性增加,在pt/p0=3.0 时,航行器壁面压力脉动的最大峰值可达1 倍初始间隙压力,最大谷值约为0.5 倍初始间隙压力;

3) 当发射筒底部与间隙腔连通时,航行器运动速度越大,泄漏量越大,压力脉动幅值增大且峰值提前,脉动频率不随初始压比与航行器运动速度变化。

基于以上研究,可以进一步开展间隙宽度、长度及开孔结构等对非定常流动及压力脉动的影响,并探讨发射筒、航行器及气密环的降载设计方法。