艦載導彈發射過程對艙室溫度場影響

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(中國船舶重工集團公司第七一三研究所，鄭州 450015)

艦載導彈垂直發射系統以全角度、多方位、貯彈密度大、安全性高、發射間隔時間短和通用性好等優勢，逐漸成為艦載導彈武器系統的主要配置，在全世界范圍被列裝于各型水面艦艇[1-2]。

熱發射是垂直發射系統的主要發射方式，火箭發動機在發射箱里點火后，燃氣流直接作用在發射箱內壁面，通過燃氣排導系統排出。由于導彈在發射過程中火箭發動機燃氣流溫度高達3 000 K以上，對艙室環境溫度可能引起變化，而熱載荷對艙室內貯存的其他彈藥的含能材料和熱敏感材料的安全性產生影響[3]。國外在這一領域進行了大量的試驗和仿真研究，國內對此研究的相對較少。為了更好地掌握裝置發射過程中發射箱及周圍環境溫度場的變化規律，從彈庫安全性的角度考慮，對導彈發射過程中對艙室溫度場的影響進行計算和分析，以期把握導彈發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，單個箱彈燃氣流獨立排導，火箭發動機點火后，發射箱后端一直處于封閉狀態，燃氣流沿發射箱壁面向上運動，在發射箱上端口排導入大氣。在發射箱內通常為了滿足燃氣流的燒蝕，減少發射箱向外的傳熱，提高相鄰發射位的安全性，發射箱內鋪設耐燒蝕材料組成的熱防護板。研究導彈發射過程對艙室環境溫度場的影響時，根據實際情況，考慮熱防護板的隔熱作用。

1.1 一維熱傳導計算

發射箱為普通薄鋼板材料，內表面鋪設熱防護板，熱防護板在燃氣燒蝕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。一維熱傳導模型見圖1，沿徑向自內往外依次由燒蝕層、炭化層、剩余原材料層和殼體材料組成。

圖1 發射箱帶熱防護板一維熱傳導模型

一維熱傳導方程。

(1)

1)熱解面上的邊界條件。

(3)

3)內邊界條件。當T≤Tp時無炭化層，或者T>Tp且x0<δ時無炭化層，內壁仍為原始材料。

(4)

當T>Tp且x0≥δ，出現炭化層。

(5)

一維熱傳導方程通過坐標變換從物理坐標系轉換到計算坐標系。傳熱方程采用FTCS顯示差分格式離散求解。具體坐標轉換過程與轉換后方程離散形式見文獻[3]。

1.2 熱流率計算方法

能量動態平衡。

(6)

1)對流熱流率。

qconv=Ch(Te-Tw)

(7)

2)輻射熱流計算困難，假定燃氣為灰氣體，燃氣的輻射發射率和熱防護板的黑度根據經驗取值，輻射熱流率。

(8)

3)粒子熱增量熱流。

兩次關鍵性任務在初次完成時，要達到80分，低于此分數的學生要在拿到分數一周內找老師咨詢修改意見，并在最多五個工作日內提交修改稿。如果依然沒達到80分的成績，就要重做此項作業，并在期末考試前一周提交。這是最后的補救機會，還達不到標準將導致該門課程不合格。

(9)

4)氣體流動帶走熱流。

(10)

2 計算與分析

首先對導彈發射過程中發射箱內的燃氣流場進行計算，了解發射過程中的溫度場，相當于發射過程中的溫度場熱源；然后對發射箱外壁面的溫度場進行仿真計算。由于發射過程中艙室溫度場影響因素較多，直接仿真誤差較大，對發射過程中艙室溫度場的變化采用試驗測試的方法。

在發射試驗時進行特征點溫度測試，通過在發射箱外壁面及發射架的不同部位布置熱電偶，實時采集溫度數據，發射箱內壁面上部布置溫度測點Tb1；中部測點Tb2；后端測點Tb3；發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。對發射箱內壁面溫度、發射箱外壁面溫度、艙室環境溫度進行測量， 了解發射過程溫度場變化。熱電偶測點布置示意見圖2。

圖2 發射箱和發射架上的溫度測點空間位置

溫度測量原理見圖3。

圖3 溫度測量原理

表1 測試儀器

已知某特定型號的火箭發動機燃燒室總壓和總溫，發動機噴管的具體尺寸，以及燃燒后燃氣流的具體參數，隔熱層厚度為6 mm，對發射過程燃氣流場進行仿真。計算中不考慮固體顆粒相，燃氣按性質單一、均勻混合、無化學反應、可壓縮氣體處理；燃氣流與外界環境之間不發生化學反應；發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，忽略與外界環境之間傳熱，對發射的整個動態過程進行仿真[4-5]。

圖4為發射過程中不同時刻發射箱內溫度分布，可以看出現激波相交與反射現象。燃氣流經噴管后出現的波節，隨著發動機的往上運動，下端的波節不明顯，發射箱內的溫度也越來越高，當發動機運動至發射箱上端時，發射箱內溫度達到2 900 K以上。

圖4 發射過程中不同時刻發射箱內溫度場分布

圖5為發射箱內部自上而下3個測點的溫度變化顯示發射箱后端溫度最高，其次是發射箱中部，最后是發射箱上部，由于導彈發射飛出發射箱的過程是幾百毫秒或者幾秒內完成，發射箱后端的最高溫度可以達到1 300 ℃。測試溫度的傳感器為熱電偶絲，導彈發射時，燃氣流的溫度和作用時間對這種熱電偶絲傳感器的測試結果都有影響。燃氣流的溫度越高，測得的溫度越高；燃氣流作用的時間越長，測得的溫度越高。因此，發射箱上各實際溫度測試值與理論值誤差較大，不再比較。

圖5 發射箱內壁面3個測點溫度變化

圖6為發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律基本一致，數據一致性較好。發射過程中，發射箱外壁溫度有明顯升高，發射箱底部測點TK3升溫最大，約為21 ℃；其次是發射箱中部，升溫約為13 ℃；發射箱上部測點溫度變化較小，約為9 ℃；3個測點在前20 s升溫明顯，隨后溫度變化不大[6]。

圖6 發射箱外壁面溫度隨時間變化

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構，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。因為在實際發射過程中，發射箱內燃氣流伴隨有大量渦旋流動，對流換熱作用比較強，并且對流換熱系數隨時間的變化很劇烈，導致實際測試的發射箱外壁面溫度在波動中變化；而在熱傳導仿真計算過程中，材料密度、熱容、熱導率均恒定，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果也有影響，也導致仿真和測試值的差異。

圖7為發射箱內外壁面溫度隨時間的變化。由圖7可見，在燃氣發生器點火后，發射箱內壁測點Tb1溫度迅速升高，在t=0.35 s時溫度升高至1 000 ℃以上，溫度梯度達到2 860 ℃/s。燃氣發生器工作時間很短，熄火后溫度迅速下降，在t=5 s時溫度下降到200 ℃以下，在t=40 s時內外壁面溫差在5 ℃之內。

圖7 發射箱內外壁面溫度隨時間的變化

圖8為艙室環境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整個發射過程時間很短，此外發射箱內壁鋪設有隔熱材料，發射過程中發射箱外壁的最大溫升在21 ℃之內，發射箱對環境的輻射等傳熱作用小；②艙室是一個大空間結構，在較小熱源作用下溫升不明顯[7]。

圖8 艙室內Th1-Th3溫度隨時間的變化

艙室上部溫度高于下部，除了高溫發射箱外壁的輻射外，艙室上部的溫升還由發射過程導彈飛出一定高度范圍燃氣流對艙室上表面的正吹作用而導致，高溫燃氣流直接作用于艙室上壁外面；由于艙室外壁是開放空間，艙室內環境溫升不明顯。此外，高溫空氣密度小，艙室封閉空間內在自然對流作用下，艙室上部氣體溫度高于下部。

測試結果見表2。

3 結論

1)在艦載導彈發射過程中，發射箱外壁溫度仿真計算值和試驗測試值基本一致。

2)發射過程中，發射箱外壁最高升溫出現在發射箱底部，溫升為21 ℃，最高溫度梯度為1.5 ℃/s，持續時間約12 s；艙室環境最大升溫出現在艙室上部，溫升為3.9 ℃，最大溫度梯度為0.2 ℃/s。

3)由于發射箱內壁面隔熱板的隔熱作用，整個發射過程，艙室溫升在安全范圍內。