遠程火箭彈高彈道飛行溫度環境分析

康甜

?

遠程火箭彈高彈道飛行溫度環境分析

康甜

（中國工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽 621999）

目的在不采用防熱涂層的前提下，為滿足遠程火箭彈高彈道飛行的防熱需求，提出增加殼體厚度的設計思路。方法通過彈道耦合的氣動加熱計算，分析不同材料、不同厚度殼體的彈頭壁面在飛行過程中的溫度變化情況。結果殼體厚度達到20 mm以上時，鋁、鋼、銅三種材料殼體的外壁面溫度均低于150℃，而相同厚度的殼體，鋼殼的降溫能力最強。結論增加殼體厚度可以有效降低彈頭殼體壁面溫度。

遠程火箭彈；彈道耦合的氣動加熱；壁面溫度

為利用已有的遠程火箭彈開展某試驗測試，需要提高彈頭的落地速度，因此采用了高彈道飛行模式。該型遠程火箭彈常規飛行高度不超過20 km。與常規飛行彈道相比，采用高彈道飛行模式在落地前由于速度更大會導致更嚴重的氣動加熱，彈頭殼體需要承受比常規飛行彈道更為惡劣的高溫環境。

該型遠程火箭初始設計狀態彈頭的殼體材料為鋁合金，壁厚僅3~4 mm，外部有防熱涂層。在常規飛行彈道下能夠確保其飛行溫度的環境適應性，然而，某試驗測試需要在彈頭殼體壁面上安裝傳感器，不能噴涂防熱材料。原彈頭殼體在沒有防熱涂層的情況下無法適應高彈道飛行模式的高溫環境。

由此，提出了通過增加殼體厚度，增大殼體熱容來降低壁面溫度的設計思路。為檢驗該設計思路的合理性，需要開展火箭彈壁面溫度熱環境分析，為后續設計工作提供支撐。

高速飛行器的熱環境分析，不僅要考慮氣動加熱與結構傳熱的耦合，還要考慮彈道飛行的影響。氣動加熱采用工程算法，結構傳熱采用有限單元法，并按照彈道飛行時間依次更新流場參數。這種方法計算量小，精度較高，適用于火箭彈、圓柱殼、鈍錐、三維翼面等各種復雜外形的高速飛行器[1—6]。

文中建立了彈道耦合的氣動加熱計算模型，分析了不同材料、不同厚度殼體的火箭彈彈頭壁面特征點在飛行過程中的溫度變化情況，并提出了材料和厚度選擇的建議。

1 錐體壁面氣動加熱的工程算法

1.1 邊界層外緣流動參數

彈頭為鈍頭錐體，頭部駐點的氣動加熱最為嚴重。測試的傳感器僅安裝在錐體部分，因此，文中僅針對錐體壁面進行計算。工程計算中可以選擇相對簡單且偏保守的算法，這里用斜楔激波代替圓錐激波，首先根據半錐角和飛行馬赫數計算出激波斜角[7]。

再利用激波斜角和波前（即來流）的參數，計算出波后的壓強、密度、溫度和馬赫數，近似作為邊界層外緣的流動參數。

(2)

(4)

(5)

式中：下標為來流參數；下標為邊界層外緣參數；為比熱比，此處取=1.4。

1.2 熱壁湍流邊界層熱流密度

利用邊界層外緣流動參數和外壁溫度來計算外壁面的熱流密度[8]。

圓錐壁面熱流密度w為：

式中：為斯坦頓數；w為壁面處氣體的焓；r為湍流恢復焓。

(7)

利用參考焓法計算高速可壓圓錐繞流的斯坦頓數：

式中：x為邊界層外緣的當地雷諾數；上標*為參考焓下的流動參數，這里采用Eckert湍流參考焓：

(9)

黏性系數采用Sutherland黏性公式[9]：

式中：0=1.7894×10-5Pa·s，0=288.16 K。

2 彈道耦合的厚殼體傳熱計算

2.1 厚殼體非穩態導熱

殼體增厚，熱量向內傳導需要時間，殼體內部沿厚度方向必然形成溫度梯度。由于外壁面的熱流是隨著飛行時間不斷變化的，殼體內部屬于非穩態導熱。這里采用的是一維熱傳導的有限單元法[10]，如圖1所示。

圖1 一維有限單元模型

將殼體沿厚度方向等分為若干層單位，每層內溫度處處相同，取單元中間為溫度節點，每一層的熱容量集中于節點上，節點之間有相同的熱阻。外邊界一側受氣動加熱，內邊界一側為絕熱。時間的離散則采用了顯式外推。

單元的傅里葉數為：

外邊界節點溫度為：

(12)

式中：r是殼體單位面積上的輻射放熱。

內部節點溫度為：

(14)

內邊界節點溫度為：

式(12)、(14)和(15)中，上標0表示前一時刻的溫度。

2.2 彈道耦合的殼體溫度計算

氣動加熱的計算以超音速為前提，馬赫數低于1.5時，屬于低、跨音速，不適用于前述的氣動加熱算法，且氣動加熱的效應不明顯，壁面溫升可以近似忽略。因此，彈道飛行中，選擇馬赫數大于1.5的彈道點開始進行計算。

計算流程如圖2所示。首先利用當前時刻的彈道參數，依次計算氣流折轉角，得到邊界層外緣流動參數，同時計算參考焓表示的流動參數，再進一步計算出壁面的熱流。然后，結合壁面熱流和輻射放熱，以當前單元溫度為初值進行熱傳導的外推，得到下一時刻的單元溫度。

圖2 彈道耦合的殼體溫度計算流程

此處，時間步長已由彈道計算結果給出，僅需對空間進行分割。按照≈0.2沿殼體厚度方向進行等分，使其滿足進入非穩態導熱正規狀況階段的條件，也同時滿足了顯式計算格式中第三類邊界的穩定性條件[11]。

3 壁面溫度環境分析

3.1 高彈道飛行模式

該遠程火箭彈采用發射架傾斜發射，受發射架限制，高彈道飛行模式發射傾角約為80°。該方案彈道的海拔高度和馬赫數如圖3所示。飛行頂點的海拔高度接近70 km，落地馬赫數略大于2。

3.2 殼體厚度的影響

利用前述計算方法，對零攻角狀態下，距前緣1 m處的外壁面熱流以及殼體溫度進行了計算。

圖3 方案彈道的海拔高度與馬赫數

殼體材料選擇了鋁、鋼和銅，材料參數見表1。原始設計狀態殼體材料為鋁。考慮到要增大殼體熱容，選擇了密度較高的鋼和銅。其中鋼的熱傳導系數比鋁低，而銅的熱傳導系數則比鋁高。

表1 殼體材料參數

每一種材料狀態下，計算的殼體厚度從3 mm逐漸增厚到36 mm。

圖4給出了殼體材料為鋁時，不同厚度鋁殼的外壁溫度和熱流密度隨飛行時間的變化情況。

圖4 鋁殼的外壁溫度和熱流密度

熱流密度隨時間的變化規律是與飛行速度同步變化的。主動段速度達到最大點時，熱流密度也達到最大。再入段速度達到極大時，熱流密度也達到極大。

外壁溫度的變化規律一方面受到熱流密度的影響，同時也受到殼體厚度的影響。3 mm薄殼時，外壁溫度的最大值出現在主動段。厚度增加后，外壁溫度在落地前達到最大。

對于同一飛行彈道，外壁溫度整體上隨著殼體厚度的增加而減小。同時，隨著外壁溫度降低，壁面的換熱加劇，熱流密度是逐漸增大的。

圖5給出了36 mm鋁殼內部的溫度分布。主動段內外溫差最大將近40 ℃，再入段內外溫差約20 ℃。圖6中給出了內外溫差在整個飛行時間中的變化，飛行中段內外溫差為負值。這是因為在高彈道飛行模式下，高空飛行的氣動加熱小，有較長時間的輻射放熱過程。厚殼體內壁的輻射放熱速率低，而外壁高，會使得高空飛行時外壁面溫度可能低于內壁面溫度。

圖5 36 mm鋁殼內部各層溫度

圖6 36 mm鋁殼內外溫差

3.3 殼體材料的影響

圖7和圖8是36 mm鋼殼內部的溫度分布，以及內外溫差的變化情況。飛行彈道相同，鋼殼和鋁殼的內部溫度分布情況相似，但內外溫差有明顯差異。由于熱傳導系數較小，傳導至內壁面的熱量較小，內壁面溫度變化不大。因此，盡管外壁面溫度低于鋁殼，鋼殼的內外溫差卻比鋁殼的更大。

圖8 36 mm鋼殼內外溫差

3.4 材料及厚度的綜合影響

圖9至圖11給出了鋁、鋼、銅三種材料的不同殼體厚度下，最大熱流密度、最大外壁溫度和最大內壁溫度的變化情況。

殼體從3 mm薄殼體變為9 mm殼體，對最大熱流密度、最大外壁和內壁溫度的影響非常顯著，殼體的熱容是主要影響因素。殼體厚度達到9 mm以上后，繼續增大殼體厚度對最大熱流密度、最大外壁和內壁溫度的影響非常有限。材料的熱傳導系數一定，相同彈道時間內能夠向內部傳遞的能量始終是有限的。例如，鋼殼的熱流密度在厚度達到18 mm以上時就不再隨厚度變化了。同時，最大外壁溫度也基本不再變化，只有內壁溫度還有略微的下降。

三種材料的增厚殼體均可有效降低殼體溫度，但比較降溫能力，鋼殼最強，銅次之，鋁最次。如果不考慮殼體質量，可優先采用鋼殼。若殼體質量受限，則可以考慮采用更厚的鋁殼。鋼殼的密度是鋁殼的2.8倍，即相同殼體質量下，鋁殼厚度可以是鋼殼的2.8倍。

圖9 不同材料殼體厚度對最大熱流密度的影響

圖10 不同材料殼體厚度對最大外壁溫度的影響

圖11 不同材料殼體厚度對最大內壁溫度的影響

4 結論

不采用防熱涂層的情況下，增加殼體厚度可以有效降低彈頭殼體壁面溫度。殼體厚度達到20 mm以上時，鋁、鋼、銅三種材料殼體的外壁面溫度均低于150 ℃，可以安裝一般高溫傳感器。

相同厚度的殼體，鋼殼的降溫能力最強。21 mm鋼殼外壁溫度約98 ℃，內壁為75 ℃；鋁殼外壁溫度約148 ℃，內壁為143 ℃；銅殼外壁為117 ℃，內壁為112 ℃。

[1] 夏豐領, 陳國光. 高速火箭彈的氣動加熱計算[J]. 華北工學院學報, 2003, 24(6): 468—470.

[2] 趙曉利, 孫振旭, 安亦然, 等. 高超聲速氣動熱的耦合計算方法研究[J]. 科學技術與工程, 2010, 10(22): 5450—5455.

[3] 蔣友娣, 董葳, 陳勇. 高超聲速飛行器瞬態表面熱流和溫度的工程計算[J]. 能源技術, 2007, 28(6): 315—318.

[4] 陳鑫, 劉莉, 李昱霖, 等. 高超聲速飛行器翼面氣動加熱、輻射換熱與瞬態熱傳導的耦合分析[J]. 彈道學報, 2014, 26(2): 1—5.

[5] 黃世勇, 楊勇. C/SiC剛性熱防護結構熱力耦合分析[J]. 導彈與航天運載技術, 2012(3): 15—17.

[6] 霍霖. 復雜外形高超聲速飛行器氣動熱快速工程估算及熱響應分析[D]. 長沙: 國防科學技術大學, 2012.

[7] 錢翼稷. 空氣動力學[M]. 北京: 北京航空航天大學出版社, 2004.

[8] 陳鵬. 高速彈頭氣動熱工程算法與數值計算研究[D]. 南京: 南京理工大學, 2013.

[9] ANDERSON J D. Fundamental of Aerodynamics[M]. New York: McGraw-Hill, 2001.

[10] 王國雄. 彈頭技術(上)[M]. 北京: 宇航出版社, 1993.

[11] 張學學, 李桂馥. 熱工基礎[M]. 北京: 高等教育出版社, 2000.

Temperature Environment for High Trajectory Flight of Long Range Rocket Projectile

KANG Tian

(Institute of Systems Engineering at China Academy of Engineering Physics, Mianyang 621999, China)

Objective To fulfill the thermal protection requirements on high trajectory flight of long range rocket projectile without coating and propose a design thought on increasing the shell thickness. Methods A trajectory coupled aerodynamic heating compute was adopted to analyze temperature changes of bullet wall surface of various materials and different thickness. Results When the shell thickness was above 20mm, temperature on external surfaces of shell made of aluminum, steel and copper was below 150 ℃. In shells of the same thickness, steel shell has the best cooling capability. Conclusion Increasing the shell thickness can reduce the wall temperature effectively.

long range rocket projectile; trajectory coupled aerodynamic heating; wall temperature

10.7643/ issn.1672-9242.2017.05.004

TJ415

A

1672-9242(2017)05-0016-05

2016-12-25；

2017-01-25

康甜（1987—），女，四川綿陽人，工程師，主要研究方向為裝備環境條件分析。