弹箭与制导学报

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2025 , Vol. 45 >Issue 4: 481 - 489

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.04.005

火箭导弹发射技术

火箭弹尾焰对发射箱前盖的冲击特性研究

  • 邱恩轩 , 1 ,
  • 顾广鑫 2 ,
  • 乐贵高 , 1 ,
  • 苏逸飞 1
展开
  • 1 南京理工大学机械工程学院,江苏 南京 210094
  • 2 西安现代控制技术研究所,陕西 西安 710065
乐贵高(1964—), 男, 研究员, 博士。 E-mail:

邱恩轩(2001—), 男, 博士研究生。 E-mail:

收稿日期: 2025-04-22

  网络出版日期: 2025-09-22

收起

Investigating Impact Characteristics of the Rocket Gas Jet Impacting on the Launch Canister Front Cover

  • QIU Enxuan , 1 ,
  • GU Guangxin 2 ,
  • LE Guigao , 1 ,
  • SU Yifei 1
Expand
  • 1 School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094,Jiangsu,China
  • 2 Xi'an Mordern Control Technology Research Institute,Xi'an 710065,Shaanxi,China

Received date: 2025-04-22

  Online published: 2025-09-22

Fold

摘要

针对火箭弹发射过程中发动机燃气射流对联装发射箱前盖的冲击造成影响的问题,采用数值计算的方法开展研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了火箭弹发射过程燃气射流冲击模型。结果表明,随着火箭弹出箱距离的增加,燃气射流对发射箱的冲击作用呈先上升后下降的趋势,出箱0.5 m距离时,发射箱前盖表面温度和压强最低,燃气射流对发射箱的冲击载荷最小,8 m距离时发射箱前盖峰值温度最高,为1 375 K,峰值压强最高,为195 kPa,10 m距离时冲击载荷最大,为20.21 kN,随着距离继续增大,发射箱表面温度和压强以及燃气射流对发射箱的冲击载荷开始缓慢降低。以上研究结果对发射箱的安全设计和发射装置的热防护提供了参考。

关键词： 发射箱前盖; 燃气射流; 冲击载荷; 热防护

本文引用格式

邱恩轩 , 顾广鑫 , 乐贵高 , 苏逸飞 . 火箭弹尾焰对发射箱前盖的冲击特性研究[J]. 弹箭与制导学报, 2025 , 45(4) : 481 -489 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.04.005

Abstract

To investigate the impact of rocket engine gas jet on front cover of a multi-launcher canister during a rocket launching process, a numerical simulation approach was adopted to analyze the flow field after the rocket exits the canister. A gas jet impingement model was established based on the 3D compressible Navier-Stokes equations, the Realizable k-ε turbulence model, and a second-order upwind total variation diminishing (TVD) discretization scheme. The results reveal that as the canister-out height of the rocket increase, the impingement effects on the canister initially intensify and then diminish. Key findings include: At 0.5 m out height, the front cover bears the lowest surface temperature and lowest pressure, with minimum impact loads. At 8 m height, the front cover bears the highest peak temperature of 1 375 K and highest maximum pressure of 195 kPa. At 10 m height, the impact load peaked at 20.21 kN, followed by a gradual reduction in temperature, pressure, and impact loads as the rocket ascended further. This study provides critical insights for safety design of launcher canisters and thermal protection strategies for launch systems.

Key words： front cover of launcher canister; gas jet; impact load; thermal protection

0 引言

火箭弹发射时会产生速度超过2 000 m/s,温度达到1 500 K的燃气射流[1]。高温高压燃气射流直接冲击于发射系统表面时,会使发射系统承受强大的冲击载荷并对发射系统造成一定程度的损害[2]。因此,如何降低燃气射流的冲击影响,保证发射装置的发射安全性和耐用性,是设计时需要着重考虑的因素[3]。尤其是对于多联装箱式火箭弹发射系统,火箭弹发射出箱后部分高温高压燃气射流会直接冲击在邻箱前盖上,箱盖强度设计必须满足一定的要求,否则可能导致邻箱前盖被射流冲破,从而严重威胁发射安全。
国内外学者采用试验结合数值仿真计算的方法,对不同情况下高速燃气射流冲击开展了研究工作。国外,Yenigelen等[4]使用数值方法研究了撞击倾斜平板的超音速射流的流动,提出一种降噪方法,以降低火箭上的声载荷和远场噪声水平;Tsutsumi等[5]研究了火箭发动机布局对发射平台流场,以及导流板对火箭燃气射流流场的影响;Kurokawa等[6]对撞击倾斜平板的二维超音速无粘射流与入口扰动之间的相互作用进行了数值分析,研究了噪声产生机制;Basu等[7]对燃气流冲击在导流器上产生的烧蚀进行研究,结果表明射流冲击对复合材料衬垫的烧蚀主要取决于导流板表面的热通量;Nakai等[8]开展了燃气射流倾斜冲击平板的实验,研究了燃气流对平板的冲击效应;Allgood等[9]对战神运载火箭一级动力系统尾焰冲击特性进行了数值模拟,并对导流槽的设计提出了建议。
国内,周志坛等[10]建立了多喷管运载火箭燃气流数值计算模型,对燃气流冲击发射平台特性开展深入研究,得出运载火箭燃气射流冲击三种不同导流槽的冲击流场规律;赵晨耕等[11-12]采用数值模拟的方法对火箭起飞阶段发射平台的热环境进行研究,为运载火箭起飞阶段发射平台的热环境评估提供了有效的方法;Su等[13-14]对运载火箭海上起飞过程进行数值模拟,研究了燃气射流对海上发射平台的冲击效应;傅德彬等[15]对火箭弹筒内发射过程进行仿真计算,得到了燃气流场分布及燃气对发射筒的压力载荷,对比试验结果,仿真结果具有足够的精度;姜毅等[16]用动网格技术对导弹冲击流场分布进行数值模拟,得到了冲击流场的参数;蓝仁恩等[17]对箱式导弹热发射过程开展数值模拟,得到了流场分布,通过对导弹、发射箱表面重要位置进行监测,得到了热力载荷随时间的变化情况,对比发射试验,结果吻合较好;王学智等[18]建立了导弹沿导轨滑离发射箱的数值计算模型,分析了导弹出箱后燃气射流对其他弹位发射箱前盖的冲击影响,给出了冲击效应响应机理;樊赫等[19]研究了导弹发射时尾焰导致弹箱损伤的问题,通过仿真分析提出了弹箱的优化设计方案,并验证了优化后弹箱的可靠性。综上分析,目前大多数研究是针对平板、斜板和导流槽等进行射流冲击数值模拟,对倾斜发射的发射箱表面射流冲击和热环境研究相应较少[20-24]。
文中对典型火箭炮发射过程进行数值模拟,对火箭弹尾焰射流冲击发射装置进行研究,分析火箭弹在不同高度下燃气流冲击发射装置表面的温度和压强分布;分析发射箱前盖所受冲击载荷随火箭弹高度变化,为火箭炮的发射安全性以及热防护安全设计提供依据。

1 理论基础

1.1 控制方程组

基于连续介质假设,在牛顿力学范畴下,流体运动过程中传热传质应遵循的基本物理定律有质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律、热力学第二定律、组分质量守恒定律[25-26]。其中质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律三大守恒方程共同构成Navier-Stokes控制方程组。

1.2 湍流模型

湍流模型采用Realizable k-ε两方程模型。Realizable k-ε模型与标准k-ε模型有两方面区别。一是Realizable k-ε模型包含了一种针对湍流粘度的替代公式;二是从平均涡度波动的平方的精确输运方程中推导出一种修正的输运方程。
采用Realizable k-ε作为控制方程,其湍动能k方程为:
∂ ( ρ k ) ∂ t+ ∂ ( ρ k u i ) ∂ x i= ∂ ∂ x j μ + μ i σ k ∂ k ∂ x j+Gk-ρε
式中:μ为混合物黏性项;Gk为平均速度梯度引起的湍动能k的产生项;σk为常数系数,文中σk=1.0。
湍动耗散率ε方程为:
∂ ( ρ ε ) ∂ t+ ∂ ( ρ k ε i ) ∂ x i= ∂ ∂ x j μ + μ i σ ε ∂ ε ∂ x j+ρC1Eε-ρC2 ε 2 k + v ε
式中:σε,C1,C2为常数系数,文中σε=1.2,C1=1.44,C2=1.9;E为平均特征应变率。

1.3 数值方法

在火箭弹发射过程中,火箭弹尾焰射流是可压缩超声速欠膨胀流动,导致流场中存在很强的射流激波,需选用捕捉激波能力强的数值离散格式。因此使用二阶迎风格式(TVD)离散,该方法鲁棒性强,准确性高。

2 计算模型

2.1 三维实体模型

利用三维建模软件建立发射系统的三维实体模型,图1为发射系统的三维实体模型,由火箭弹体、发射箱、高低机、发射车组成。发射箱固定在发射车的高低机上,可通过高低机自由调整高低角和方向角。发射箱为8联装,各发射箱在文中的编号如图2所示。定义平行于车体的方向为X轴,垂直于高低机转动方向为Y轴,竖直方向为Z轴,火箭弹发射高低角为50°,方向角为0°。喷管出口直径为D,喉部直径为0.29D,入口直径为0.46D,喷管底部到弹体底部的距离为L。弹底到发射箱盖表面距离为H。
图1 发射系统三维模型

Fig.1 Launch system 3D model

图2 发射箱编号示意图

Fig.2 Numbering diagram of launch canisters

2.2 网格划分

由于燃气冲击流场的各零件之间存在外形不规则、尺寸差异大,且随着火箭运动计算区域增大,给网格生成带来挑战。为此,对发射装置结构进行必要的简化假设,忽略远处对流场影响弱的小零部件,以分块化划分网格方法分别对各部分进行结构网格划分。对喷管、箱盖及主要流域处的网格进行加密处理。共选取火箭弹尾距箱口距离0.5 m、1 m、1.5 m、2 m、3 m、4 m、6 m、8 m、10 m、15 m十个位置开展燃气流建模和仿真计算,根据距离的不同,整个计算域的六面体网格单元总数分别为960~1 500万不等。由于计算工况较多,文中仅展示火箭距离箱口1.5 m的计算网格模型,及过喷管中心截面视图网格,如图3~图4所示。
图3 火箭弹距离箱口1.5 m的网格模型

Fig.3 Mesh model of the rocket projectile located 1.5 m from the launch canister opening

图4 过喷管中心截面视图网格

Fig.4 Cross-sectional mesh view through the nozzle centerline

2.3 网格无关性验证

网格密度是影响流场数值计算的重要因素之一,为此开展网格无关性验证。分别建立1.5 m距离下网格数为682万、1 003万和1 820万3种不同网格密度的网格模型。保持3种工况的数值算法和局部网格加密方法一致,以2号箱前盖表面中心线温度分布为评价标准,结果如图5所示。由曲线可知1 003万和1 820万网格密度间结果误差较小,温度分布呈现相同规律。综合计算精度与效率,选择1 003万网格密度进行计算。
图5 网格无关性验证

Fig.5 Grid independence verification

2.4 边界条件

火箭发动机喷管入口定义为压力入口,总压为13 MPa,总温为3 000 K。发射装置表面各壁面定义为无粘壁面,初始流场为大气流动条件。

3 计算结果分析

3.1 模型验证

采用文中建立的数值模型对文献[27]中的垂直测试装置开展仿真分析。图6为该测试平台的几何构型示意图。设置仿真边界条件时,取喷管入口总温3 000 K、总压7 MPa,沿平台底部轴向以0.1 m为间隔布置温度传感器,其中首测点距平台中心轴线0.2 m,并在对应位置设置温度场监测点。
图6 垂直测试平台

Fig.6 Vertical testing platform

图7为数值计算流场与试验照片流场对比。通过对比可见,数值计算获得的流场马赫数分布云图特征与试验流场显示结果具有较好的一致性。
图7 数值模拟马赫数流场与试验照片对比

Fig.7 Comparison between simulation and of Mach number flow experimental imaging

图8对比了温度传感器实测数据与数值模拟结果,数据显示温度监测点最大相对偏差低于5%,表明数值模型具有较高的可信度。
图8 数值模拟与试验测试数据对比

Fig.8 Comparison of numerical simulation and experimental test data

3.2 火箭在箱外不同位置时的燃气冲击流场

分别选取1号箱火箭弹尾距离发射箱口0.5 m、1 m、1.5 m、2 m、3 m、4 m、6 m、8 m、10 m和15 m的10个位置开展燃气流建模和仿真计算。部分计算结果如图9~图11所示。
图9 箱外不同距离时的马赫数流场云图

Fig.9 Mach number contours of the flow field at different heights external to the launch canister

图10 箱外不同距离时的温度流场云图

Fig.10 Temperature contours of the flow field at different heights external to the launch canister

图11 箱外不同距离时的压强流场云图

Fig.11 Pressure contours of the flow field at different heights external to the launch canister

从图10~图11中可以看出,随着火箭弹飞行距离的不断增加,燃气射流的膨胀角度越来越大。当火箭弹飞出箱口0.5 m时,射流核心区在发射箱出口附近,但由于箱口直径较大,火箭弹在此位置的燃气射流未能充分膨胀,仅有少量燃气冲击在发射箱迎气面上,燃气射流主要部分流入箱内,此时燃气射流对发射装置的冲击效应偏弱,发射箱口表面压强、温度和冲击载荷最小,箱内温度偏高。当火箭弹距发射箱距离逐渐增大(3 m,6 m),射流扩散,对箱口影响范围变大,射流冲击在发射箱口的迎气面上,迎气面压强和温度逐渐增大,冲击载荷也逐渐上升。当火箭弹距离箱口8 m时,大量的燃气流直接冲击在箱口迎气面上,使箱口迎气面上的压强和温度急剧升高,达到峰值。当火箭弹距离箱口10 m时,虽然压强和温度峰值有所下降,但由于射流对发射箱口影响区域达到最大,射流冲击面增大,冲击载荷也更大。当火箭距离箱口15 m时,冲击载荷开始下降。

3.3 火箭在箱外不同位置时的箱盖表面温度分布

图12为火箭弹在箱外部分距离下箱口的表面温度分布云图。可以看出,0.5 m工况时,大部分燃气射流不会直接冲击在箱盖上,而是流入箱内,因此箱盖表面温度峰值较低,仅为353 K;随着距离增加,燃气射流逐渐扩散,开始直接冲击在箱盖表面,3 m工况时1号箱盖温度已经明显上升,达到1 075 K;随着距离的进一步增大,射流影响范围继续扩大,邻箱箱盖表面温度也开始上升;在8 m工况时达到峰值温度,其值为1 375 K,相较于常温300 K,峰值温度上升了约362%;当距离再次上升,火箭弹已飞行较远距离,燃气射流对箱盖的冲击开始减弱,至15 m工况时,箱盖温度峰值已经下降至663 K。图13为不同距离下各箱盖表面温度峰值随距离变化曲线。从图13可以看出,与1号箱相邻的2号、3号箱受射流冲击影响较大,具有和1号箱相似的表面温度峰值变化曲线,最高峰值温度均在1 000 K以上,距离1号箱较远的5号~8号箱受影响较小,升温速度慢,且最高峰值温度低于800 K。
图12 部分距离下箱口的表面温度分布云图

Fig.12 Contours of surface temperature distribution at selected heights of the launch canister opening

图13 不同距离下燃气冲击箱盖表面温度峰值统计

Fig.13 Statistics of peak surface temperatures on the canister lid under gas jet impingement at multiple heights

3.4 火箭在箱外不同位置时的箱盖表面压强分布

图14为火箭弹在箱外部分距离下箱口的表面压强分布云图。箱盖表面压强也经历了先上升后下降的过程。0.5 m工况时1号箱盖表面压强略低于大气压,这是因为燃气没有直接冲击在箱盖上,同时高速燃气射流带动周围空气流动,使得周围静压下降;8 m工况时箱盖表面压强峰值最高,其值为195 kPa,相较于标准大气压,峰值压强上升了约93%。15 m工况时,箱盖压强峰值已下降至121 kPa。图15为不同距离下各箱盖表面压强峰值随距离变化曲线。可以看出,除1号箱外,大量的尾焰射流还会直接冲击2号箱盖表面,导致2号箱盖表面压强与1号表面接近;相邻的3号、4号箱所受射流冲击量小于2号箱;尾焰射流几乎没有或很少冲击在5号~8号箱盖表面,其表面压强几乎没有发生变化,一直维持在标准大气压101 kPa附近。
图14 部分距离下箱口的表面压强分布云图

Fig.14 Contours of surface pressure distribution at selected heights of the launch canister opening

图15 不同距离下燃气冲击箱盖表面压强峰值统计

Fig.15 Statistics of peak surface pressurs on the canister lid under gas jet impingement at multiple heights

3.5 箱盖表面冲击载荷

表1为不同距离下燃气射流冲击发射装置载荷统计表,图16为不同距离下燃气射流冲击发射装置载荷曲线。可以看出,燃气流对发射箱冲击载荷的峰值出现在10 m距离处,为20.21 kN。压强最高峰值和冲击载荷最高峰值出现错峰,这是由于在10 m距离时,尽管压强略有下降,但燃气射流更充分地扩散,射流冲击面增大,反而使得冲击载荷相较于8 m时上升。
表1 不同距离冲击箱盖表面冲击载荷

Table 1 Impact loads on the canister lid surface at multiple heights

No. H/m F/kN
1 0.5 0.29
2 1.0 0.63
3 1.5 0.78
4 2.0 0.90
5 3.0 3.52
6 4.0 6.87
7 6.0 13.39
8 8.0 18.81
9 10.0 20.21
10 15.0 11.60
图16 燃气射流冲击发射装置载荷曲线

Fig.16 Load curve of gas jet impingement on the launch system

从图16中可以看出,在0.5~2 m的火箭弹初始上升阶段内,燃气射流对发射箱前盖的冲击载荷上升较为缓慢,这是由于此阶段火箭弹刚离开箱口,燃气射流未能充分膨胀,大部分燃气流入箱内,仅有少量燃气冲击在发射箱迎气面上;在2~8 m阶段,随着火箭弹出箱距离不断增大,燃气射流膨胀扩散,影响区域变大,大量气流开始直接冲击在箱口迎气面上,使得冲击载荷急剧上升;8~10 m阶段,冲击载荷提升速率开始放缓,对应前盖表面压强已经越过峰值开始下降,但由于射流影响区域仍在扩大所以载荷保持缓慢上升;10~15 m阶段,冲击载荷开始下降,此时发射箱前盖表面压强的降低占主导地位,导致冲击载荷下降。
综上所述,随着火箭弹飞行距离的不断增加,发射箱盖表面的高温区域逐渐扩大,温度峰值逐渐上升;火箭弹射流直接冲击在箱盖表面,受射流冲击区域压强峰值上升,冲击载荷不断增大。这极大恶化了发射箱盖表面的热环境,因此,需要对发射箱表面进行热防护。结合火箭弹出箱15 m所需要的时间,对发射装置的发射安全设计提出如下参考指标:1)发射箱盖表面正向承压达到0.25 MPa;2)发射箱盖表面需承受持续时间1 s以上的1 500 K高温。

4 结论

基于三维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立火箭弹燃气射流冲击发射装置计算模型,对其流场和热环境进行研究,得到以下结论。
1)随着距离的增加,火箭燃气射流的膨胀角度会越来越大,射流边界不断扩大。
2)在火箭弹出箱初期,箱内温度较高,箱口温度、压强偏低,随着火箭弹远离箱口,燃气流对发射装置冲击的影响范围快速增大,温度和压强在8~10 m间达到峰值后逐渐减小,1号箱盖表面温度和压强均为最大,温度峰值约为1 375 K,压强峰值约为195 kPa。
3)当火箭飞出箱口后,随着飞行距离的增大,燃气流冲击载荷会经历先增大后减小的过程,冲击载荷在H=10 m时达到最大,最大值为20.21 kN,随后缓慢衰减。
4)发射装置的发射安全设计可参考指标为发射箱盖表面正向承压达到0.25 MPa;能承受持续时间1 s以上的1 500 K高温。

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