艦載導(dǎo)彈發(fā)射過程對艙室溫度的影響范文

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摘要:為研究艦載垂直發(fā)射系統(tǒng)導(dǎo)彈發(fā)射過程中對艙室溫度場的影響，用仿真計算方法對發(fā)射過程流場進(jìn)行仿真，計算得到發(fā)射過程不同時刻發(fā)射箱內(nèi)燃?xì)饬鲌龅姆植家约鞍l(fā)射箱外壁面的溫度分布;在發(fā)射試驗時用溫度測量系統(tǒng)對特征點(發(fā)射箱內(nèi)壁面、發(fā)射箱外壁面、艙室)的溫度進(jìn)行測量，獲取實時數(shù)據(jù)。對比模擬結(jié)果與實測結(jié)果，發(fā)現(xiàn)誤差在可接受范圍內(nèi)，證明模擬結(jié)果的可靠性。在發(fā)射箱內(nèi)壁面隔熱板隔熱作用下，整個發(fā)射過程艙室溫升變化在安全范圍內(nèi)。

關(guān)鍵詞:艙室;溫度場;熱防護(hù)板

艦載導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)以全角度、多方位、貯彈密度大、安全性高、發(fā)射間隔時間短和通用性好等優(yōu)勢，逐漸成為艦載導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的主要配置，在全世界范圍被列裝于各型水面艦艇［1-2］。熱發(fā)射是垂直發(fā)射系統(tǒng)的主要發(fā)射方式，火箭發(fā)動機在發(fā)射箱里點火后，燃?xì)饬髦苯幼饔迷诎l(fā)射箱內(nèi)壁面，通過燃?xì)馀艑?dǎo)系統(tǒng)排出。由于導(dǎo)彈在發(fā)射過程中火箭發(fā)動機燃?xì)饬鳒囟雀哌_(dá)3000K以上，對艙室環(huán)境溫度可能引起變化，而熱載荷對艙室內(nèi)貯存的其他彈藥的含能材料和熱敏感材料的安全性產(chǎn)生影響［3］。國外在這一領(lǐng)域進(jìn)行了大量的試驗和仿真研究，國內(nèi)對此研究的相對較少。為了更好地掌握裝置發(fā)射過程中發(fā)射箱及周圍環(huán)境溫度場的變化規(guī)律，從彈庫安全性的角度考慮，對導(dǎo)彈發(fā)射過程中對艙室溫度場的影響進(jìn)行計算和分析，以期把握導(dǎo)彈發(fā)射過程艙室溫度場的變化，提高艦船的安全性。

1物理模型

文中計算的箱彈垂直貯存于艙室，單個箱彈燃?xì)饬鳘毩⑴艑?dǎo)，火箭發(fā)動機點火后，發(fā)射箱后端一直處于封閉狀態(tài)，燃?xì)饬餮匕l(fā)射箱壁面向上運動，在發(fā)射箱上端口排導(dǎo)入大氣。在發(fā)射箱內(nèi)通常為了滿足燃?xì)饬鞯臒g，減少發(fā)射箱向外的傳熱，提高相鄰發(fā)射位的安全性，發(fā)射箱內(nèi)鋪設(shè)耐燒蝕材料組成的熱防護(hù)板。研究導(dǎo)彈發(fā)射過程對艙室環(huán)境溫度場的影響時，根據(jù)實際情況，考慮熱防護(hù)板的隔熱作用。

1．1一維熱傳導(dǎo)計算發(fā)射箱為普通薄鋼板材料，內(nèi)表面鋪設(shè)熱防護(hù)板，熱防護(hù)板在燃?xì)鉄g作用下形成燒蝕層和炭化層，燒蝕后留下炭化層、熱解面和剩余原材料層。一維熱傳導(dǎo)模型見圖1，沿徑向自內(nèi)往外依次由燒蝕層、炭化層、剩余原材料層和殼體材料組成。一維熱傳導(dǎo)方程。式中:m•p為熱解氣體質(zhì)量流率;ΔHP為材料潛熱，上標(biāo)+和－分別表示分界外側(cè)和內(nèi)側(cè)。2)原始材料與金屬殼體的邊界條件。3)內(nèi)邊界條件。當(dāng)T≤Tp時無炭化層，或者T＞Tp且x0＜δ時無炭化層，內(nèi)壁仍為原始材料。一維熱傳導(dǎo)方程通過坐標(biāo)變換從物理坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到計算坐標(biāo)系。傳熱方程采用FTCS顯示差分格式離散求解。具體坐標(biāo)轉(zhuǎn)換過程與轉(zhuǎn)換后方程離散形式見文獻(xiàn)［3］。

1．2熱流率計算方法2)輻射熱流計算困難，假定燃?xì)鉃榛覛怏w，燃?xì)獾妮椛浒l(fā)射率和熱防護(hù)板的黑度根據(jù)經(jīng)驗取值，輻射熱流率。

2計算與分析

首先對導(dǎo)彈發(fā)射過程中發(fā)射箱內(nèi)的燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行計算，了解發(fā)射過程中的溫度場，相當(dāng)于發(fā)射過程中的溫度場熱源;然后對發(fā)射箱外壁面的溫度場進(jìn)行仿真計算。由于發(fā)射過程中艙室溫度場影響因素較多，直接仿真誤差較大，對發(fā)射過程中艙室溫度場的變化采用試驗測試的方法。在發(fā)射試驗時進(jìn)行特征點溫度測試，通過在發(fā)射箱外壁面及發(fā)射架的不同部位布置熱電偶，實時采集溫度數(shù)據(jù)，發(fā)射箱內(nèi)壁面上部布置溫度測點Tb1;中部測點Tb2;后端測點Tb3;發(fā)射箱外壁面上部布置溫度測點Tk1;中部測點Tk2;后端測點Tk3;艙室發(fā)射架上部和Tk1同一高度上布置溫度測點Th1;中部和Tk2同一高度上布置溫度測點Th2;和Tk3同一高度上布置溫度測點Th3。對發(fā)射箱內(nèi)壁面溫度、發(fā)射箱外壁面溫度、艙室環(huán)境溫度進(jìn)行測量，了解發(fā)射過程溫度場變化。熱電溫度測試設(shè)備見表1。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采樣頻率參數(shù)設(shè)置為1000Hz/ch，信號調(diào)理模塊硬件濾波參數(shù)設(shè)置為100Hz低通濾波(濾波類型為Bes-sel)。已知某特定型號的火箭發(fā)動機燃燒室總壓和總溫，發(fā)動機噴管的具體尺寸，以及燃燒后燃?xì)饬鞯木唧w參數(shù)，隔熱層厚度為6mm，對發(fā)射過程燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行仿真。計算中不考慮固體顆粒相，燃?xì)獍葱再|(zhì)單一、均勻混合、無化學(xué)反應(yīng)、可壓縮氣體處理;燃?xì)饬髋c外界環(huán)境之間不發(fā)生化學(xué)反應(yīng);發(fā)動機燃燒室的壓強為壓力入口，其他壁面熱邊界為絕熱邊界，忽略與外界環(huán)境之間傳熱，對發(fā)射的整個動態(tài)過程進(jìn)行仿真［4-5］。圖4為發(fā)射過程中不同時刻發(fā)射箱內(nèi)溫度分布，可以看出現(xiàn)激波相交與反射現(xiàn)象。燃?xì)饬鹘?jīng)噴管后出現(xiàn)的波節(jié)，隨著發(fā)動機的往上運動，下端的波節(jié)不明顯，發(fā)射箱內(nèi)的溫度也越來越高，當(dāng)發(fā)動機運動至發(fā)射箱上端時，發(fā)射箱內(nèi)溫度達(dá)到2900K以上。圖5為發(fā)射箱內(nèi)部自上而下3個測點的溫度變化顯示發(fā)射箱后端溫度最高，其次是發(fā)射箱中部，最后是發(fā)射箱上部，由于導(dǎo)彈發(fā)射飛出發(fā)射箱的過程是幾百毫秒或者幾秒內(nèi)完成，發(fā)射箱后端的最高溫度可以達(dá)到1300℃。測試溫度的傳感器為熱電偶絲，導(dǎo)彈發(fā)射時，燃?xì)饬鞯臏囟群妥饔脮r間對這種熱電偶絲傳感器的測試結(jié)果都有影響。燃?xì)饬鞯臏囟仍礁撸瑴y得的溫度越高;燃?xì)饬髯饔玫臅r間越長，測得的溫度越高。因此，發(fā)射箱上各實際溫度測試值與理論值誤差較大，不再比較。圖6為發(fā)射箱外壁面溫度的計算值和試驗值，顯示仿真和測試溫度變化規(guī)律基本一致，數(shù)據(jù)一致性較好。發(fā)射過程中，發(fā)射箱外壁溫度有明顯升高，發(fā)射箱底部測點TK3升溫最大，約為21℃;其次是發(fā)射箱中部，升溫約為13℃;發(fā)射箱上部測點溫度變化較小，約為9℃;3個測點在前20s升溫明顯，隨后溫度變化不大［6］。在外壁溫度增加的初期，計算值小于試驗值，因為計算時熱防護(hù)板采用一維簡化模型，忽略了實際工作時其他兩個維度傳熱的影響;在外壁溫度增加的后期，計算值大于試驗值，由于實際燒蝕過程中炭的耐熱性，以及疏松且多孔的結(jié)構(gòu)，提高了熱容量，增大了熱阻，加上材料熱解以及熱解氣體穿過炭化層逸散的吸熱作用，降低傳熱量。此外，仿真曲線比較光滑，而測試值3個測點均有不同程度的波動。因為在實際發(fā)射過程中，發(fā)射箱內(nèi)燃?xì)饬靼殡S有大量渦旋流動，對流換熱作用比較強，并且對流換熱系數(shù)隨時間的變化很劇烈，導(dǎo)致實際測試的發(fā)射箱外壁面溫度在波動中變化;而在熱傳導(dǎo)仿真計算過程中，材料密度、熱容、熱導(dǎo)率均恒定，忽略了溫度變化帶來的影響。此外，測試作用時間對熱電偶絲傳感器的測試結(jié)果也有影響，也導(dǎo)致仿真和測試值的差異。圖7為發(fā)射箱內(nèi)外壁面溫度隨時間的變化。由圖7可見，在燃?xì)獍l(fā)生器點火后，發(fā)射箱內(nèi)壁測點Tb1溫度迅速升高，在t=0．35s時溫度升高至1000℃以上，溫度梯度達(dá)到2860℃/s。燃?xì)獍l(fā)生器工作時間很短，熄火后溫度迅速下降，在t=5s時溫度下降到200℃以下，在t=40s時內(nèi)外壁面溫差在5℃之內(nèi)。圖8為艙室環(huán)境3個溫度測點隨時間變化的情況，顯示3個測點溫度變化趨勢基本一致，艙室上部測點溫度最大，其次是艙室中部，艙室底部溫度變化不明顯。艙室最大溫升為3．9℃，主要原因:①整個發(fā)射過程時間很短，此外發(fā)射箱內(nèi)壁鋪設(shè)有隔熱材料，發(fā)射過程中發(fā)射箱外壁的最大溫升在21℃之內(nèi)，發(fā)射箱對環(huán)境的輻射等傳熱作用小;②艙室是一個大空間結(jié)構(gòu)，在較小熱源作用下溫升不明顯［7］。艙室上部溫度高于下部，除了高溫發(fā)射箱外壁的輻射外，艙室上部的溫升還由發(fā)射過程導(dǎo)彈飛出一定高度范圍燃?xì)饬鲗ε撌疑媳砻娴恼底饔枚鴮?dǎo)致，高溫燃?xì)饬髦苯幼饔糜谂撌疑媳谕饷?由于艙室外壁是開放空間，艙室內(nèi)環(huán)境溫升不明顯。此外，高溫空氣密度小，艙室封閉空間內(nèi)在自然對流作用下，艙室上部氣體溫度高于下部。測試結(jié)果見表2。

3結(jié)論

1)在艦載導(dǎo)彈發(fā)射過程中，發(fā)射箱外壁溫度仿真計算值和試驗測試值基本一致。2)發(fā)射過程中，發(fā)射箱外壁最高升溫出現(xiàn)在發(fā)射箱底部，溫升為21℃，最高溫度梯度為1．5℃/s，持續(xù)時間約12s;艙室環(huán)境最大升溫出現(xiàn)在艙室上部，溫升為3．9℃，最大溫度梯度為0．2℃/s。3)由于發(fā)射箱內(nèi)壁面隔熱板的隔熱作用，整個發(fā)射過程，艙室溫升在安全范圍內(nèi)。

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作者：熊言義 李玉峰 張宏 單位：中國船舶重工集團(tuán)公司第七一三研究所