原卫华，毕世华，曹茂盛

(北京理工大学　a.宇航学院； b.材料学院，北京　100081)

火箭助推舰载机起飞过程燃气流场仿真研究

原卫华a，毕世华a，曹茂盛b

(北京理工大学a.宇航学院； b.材料学院，北京100081)

摘要：火箭助推是舰载机的一种新型起飞方式，受到了普遍重视；对有火箭助推和无火箭助推两种情况下舰载机起飞过程的燃气射流进行了仿真研究；采用雷诺平均建立了燃气流场的三维计算模型，对导流板在45°工况下，射流对导流板的冲击力及导流板面的温度进行了模拟计算；研究了导流板的材料属性、合理的散热方法对导流板面的温度和热强度的影响。

关键词：射流温度；压力；雷诺平均模拟；材料

研究舰载飞机的新型起飞方式，火箭助推式发射，对于火箭发动机和飞机发动机的射流排导问题解决是关键所在。燃气流排导的目的在于减轻对甲板面的冲击和烧蚀，从而起到降温导流作用。采用导流板导流，研究合理的导流板材料和倾斜角度，使射流在导流板上的温度、冲击力对飞机影响最小，都达到最优化，解决工程实际问题，均有着重要意义。

本文利用已知的计算流体力学方法，结合软件计算分析方法，对燃气射流的温度，压力进行数值模拟，对射流的结果进行分析，从而了解射流的基本特点，寻求合适的导流板材料及角度，使燃气流在导流板上的温度，冲击都达到最优化，从而进一步研究最佳导流结构。

1基本理论

在对射流的温度，压力计算时，主要用到流体力学控制方程，数值模拟方法。流体流动要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括：质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律，并且对具体的研究问题有不同的表达形式。此外，这些方程的求解也需要边界和初始条件。

质量守恒方程为

(1)

动量守恒微分方程为

(2)

其中Ι=(δij)为单位张量，Γ=(τij)为粘性应力张量，对于牛顿流体有

(3)

能量守恒方程为

(4)

f(p,ρ,T)=0,h=(h(p,T),μ=μ(p,T),μ′=μ′(p,T),k=k(p,T)。流场中有6个基本变量，及速度的3个分量Vx、Vy、Vz，压强p,密度ρ和温度T，上述基本方程组是封闭的，但要求它还必须给定初始条件和边界条件。

1) 初始条件。初始条件即为给定初始时刻t0所对应的流场中个各物理量，即：V=V(x,y,z,t0),p=(p,x,y,z,t0),ρ=ρ(x,y,z,t0)。

2) 边界条件。边界条件是任意时刻在其边界上物流量都能满足的条件。

从原理上讲，N-S方程描述了完整的流动现象，其中包含了湍流流动的所有现象。然而，湍流的尺度范围很广，湍流的最小尺度比其最小尺度小很多个量级，以目前的计算条件，求解包含所有湍流的完整流场是不大现实的。在工程应用中，人们玩玩只关注流体流动的统计特性和平均特性，在这种情况下，雷诺平均方程得到广泛应用。

雷诺平均方程就把N-S方程中的瞬时变量分解成平均量和脉动量两个部分。对于速度有

(5)

类似地，对于压力等其他标量，也有

(6)

对于密度变化的流动过程中，需采用法夫雷平均进行处理。法夫雷品均就是除压力和密度本身以外，所有变量都用密度加权平均。变量的密度加权平均定义如下

(7)

把式(7)代入瞬时连续行方程、动量方程和标量运输方程，并去平均(去掉平均速度上的横线)，可以获得其再笛卡尔坐标系上的张量形式

(8)

2计算模型

本论文所研究的是模拟舰载机起飞过程中产生的射流情况，在给定工况的初始条件下，计算飞机发动机和助推火箭发动机射流变化情况，验证此次仿真结果的准确性。舰载机射流排导模型如图1所示。

图1　火箭发动机与飞机发动机

由于是轴对称结构，为减小计算量，可只选取1/2结构对其进行仿真。在进行数值仿真之前，必须对流场进行初始化，即所谓的初始条件。本次数值计算中，整个初始流场取外边界条件，即取周围静止大气的参数：P=101 325 Pa，T=300 K，v=0 m/s。

边界条件的处理方式对于方程组的数值求解非常重要。本次仿真计算中，计算区域的边界条件有进、出口边界条件和壁面边界条件。

1) 压力入口边界条件。压力入口的边界条件即喷管入口处的条件，结合实际，取火箭发动机喷管压力P=7 MPa，T=3 000 K；飞机发动机喷管压力P=1 MPa，T=1 000 K。

2) 压力出口边界条件。出口条件与外界大气相符，P=101 325 Pa，T=300 K。

3) 壁面边界条件。在数值模拟的过程中，甲板表面、发动机表面等固壁处采用壁面边界条件。壁面边界条件中，物面边界采用无滑移壁面和绝热壁面边界条件，近壁面湍流计算采用标准壁面函数法处理。

3结果与讨论

3.1　射流计算的结果

工况1：有火箭发动机情况下，导流板角度在45°时的模拟仿真计算结果。

1) 图2和图3所示为底板及导流板的压力和温度云图。由图2可见，压力最大值出现在导流板上与飞机发动机正对应的位置，因为飞机发动机离导流板较近，飞机的尾焰直接冲击到导流板上，形成两个高压区域。由图3温度云图可见，导流板上温度最大的位置也是出现在与飞机发动机正对的位置。助推器尾焰对底板产生烧蚀作用。导流板对助推器尾焰和飞机尾焰起到导流的作用。

2) 图4和图5所示为导流板的压力和温度云图。由图4和5可见，压力和温度最大值出现在飞机发动机正对应的位置。

图2　底板及导流板的压力云图

图3　底板及导流板的温度云图

图4　导流板的压力云图

图5　导流板的温度云图

3) 图6和图7所示为底板的压力和温度云图。由图6可见，底板的最大压力出现在底板与导流面接触的位置，这是因为射流在与其成正方向的位置遇到导流板的阻挡，产生一个较小的高压区域。由图7底板的温度云图可见，助推器的尾焰对底板温度产生烧蚀，产生一个射流核心区。

图6　底板的压力云图

图7　底板的温度云图

工况2：没有火箭发动机情况下，导流板角度在45°时的射流及排导情况。

1) 如图8所示为甲板和导流板的温度云图：导流板上温度最大的位置也是出现在与飞机发动机正对的位置。导流板对飞机尾焰起到导流的作用。

2) 如图9所示为甲板和导流板的压力云图：压力最大值出现在导流板上与飞机发动机正对应的位置，因为飞机发动机离导流板较近，飞机的尾焰直接冲击到导流板上，形成两个高压区域。导流板对飞机尾焰起到导流的作用。

3) 如图10所示为导流板温度云图：温度最大值出现在飞机发动机正对应的位置，与工况1图相同。

4) 如图11所示为导流板压力云图：压力最大值出现在飞机发动机正对应的位置，与工况1图相同。

图8　甲板和导流板的温度云图

图9　甲板和导流板的压力云图

图10　导流板的温度云图

图11　导流板压力云图

5) 如图12所示为甲板温度云图：底板的最大温度出现在底板与导流面接触的位置，这是因为射流在与其成正方向的位置遇到导流板的阻挡，速度瞬间为零，产生热量，温度急剧上升。

6) 如图13所示为甲板压力云图：由图13可见，底板的最大压力出现在底板与导流面接触的位置，这是因为射流在与其成正方向的位置遇到导流板的阻挡，产生一个较小的高压区域。

图12　甲板温度云图

图13　甲板压力云图

3.2　不同工况导流板和甲板的温度对比

图14和图15分别是有火箭助推底板及导流板的温度云图和无火箭助推底板及导流板的温度云图。选择金属材料的熔点在核心区域要高，温度核心区可采取合金钢或者耐温更高，抗氧化，抗腐蚀的合成材料，如造船用钢，这种钢的强度比较高，综合性能比较好，并具有耐腐蚀、耐磨、耐高温以及较好的切削性能、焊接性能等。核心区域最高温度大约在970 K左右，选材时需用耐高温的材料，抗氧化性强，可多次使用，同时导热性能良好，易于散热。适当节约成本。通过查表1，以下选材均满足需求：

Q345，Q390等耐高温，耐腐蚀，焊接性能良好，导热性能好；Q420强度大，熔点高，耐腐蚀，导热性能好，多用于大型船舶，高压容器等构件；

Q295.Q345，抗拉强度大于500 MPa以上，伸长率大于20%以上；

Q390，Q420，Q460抗拉强度均在550 MPa以上，伸长率约在20%左右。以上材料均符合需求。同时为了及时的给导流板降温，使得飞机的起飞发射间隙缩短，可以在导流板后布置散热管，用水流进行冷却散热。

图14　(有火箭)底板及导流板的温度云图

图15　(无火箭)底板及导流板的温度云图

名称熔点/℃热导率/(W/(m·℃))比热容/(W/(m·℃))灰铸铁120046.4~92.8544.3铸钢1425—489.9软钢1400~150046.4502.4黄铜95092.8393.6青铜99563.8385.2紫铜1083392376.9铝658203904.3锡32734.8129.8锡22362.6234.5锌419110393.6镍145259.245.2

3.3　不同工况甲板和导流板的冲击压力对比

如图16和图17分别是有火箭助推底板及导流板的压力云图和无火箭助推底板及导流板的压力云图。选择耐冲压材料在核心区域，如低合金高强度结构钢，造船用钢等，这种钢的强度比较高，综合性能比较好，并具有耐腐蚀、耐磨、耐高温以及较好的切削性能、焊接性能等。强度高可以减少冲击对导流板损坏，同时适当节约成本。导流板上最大压力约在1.08 MPa左右，故选择钢材时考虑，金属材料的耐冲压性能。通过查表2和表3，以下材料均满足需求：

Q235，Q275具有良好的冲压性和焊接性，具有较高强度，屈服点均在250 MPa以上；Q460强度大，有良好的韧性，综合力学性能良好，用于大型结构及要求强度大，载荷大的轻型结构；

优质碳素钢12MnV综合性能良好，耐高温，成本低，多用于船体和桥梁等。16Mn，15MnV都有更高的强度，抗拉强度在400 MPa以上，屈服点均在250 MPa以上；

14MnVTiRe，15MnVN均有综合良好性能，有良好的焊接性和冲压性，多用于船舶。以上材料均有较高强度，能够承受燃气流的冲击，可以满足工程需要。

图16　(有火箭)底板及导流板的压力云图

图17　(无火箭)底板及导流板的压力云图

材料状态硬度HBS钢退火80~220淬火和回火225~400淬火400~600表面渗碳600~750装甲硬化900~1250铸铁灰铸铁100~250白口铸铁550~650硬铝退火40~55经过热处理的90~120硅铝合金铸造50~65经过热处理的65~100巴氏合金铸造18~30铅青铜铸造20~25铝退火,冷轧20~50铜退火,冷轧,冷精轧20~55

表3　材料许用应力表

4结论

统筹各种因素，从材料，角度，散热等方面进行改进：从实用和经济角度考虑，射流核心区导流板选用钢板Q420，Q460，优质碳素钢12MnV，15MnV等。导流板45°情况下，导流情况良好，防止射流干扰影响其他飞机的安全,起到了火箭助推起飞舰载机的目的。故符合实际需求。同时在后续工程中，可以在导流板另一侧加散热管道用水流冷却，使得飞机的起飞发射间隙缩短，增大单位时间内起飞架次，从而达到优化设计目的。

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(责任编辑周江川)

收稿日期：2015-01-15

作者简介：原卫华(1988—)，男，硕士，主要从事兵器发射和材料科学研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.07.013

中图分类号：V19

文献标识码：A

文章编号：1006-0707(2015)07-0045-06

本文引用格式：原卫华，毕世华，曹茂盛.火箭助推舰载机起飞过程燃气流场仿真研究[J].四川兵工学报，2015(7):45-50.

Citation format:YUAN Wei-hua, BI Shi-hua, CAO Mao-sheng.Gas Flow Field Simulation Research in Rocket-Propelled Aircraft Take-off Process[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(7):45-50.

Gas Flow Field Simulation Research in Rocket-Propelled
Aircraft Take-off Process

YUAN Wei-huaa, BI Shi-huaa, CAO Mao-shengb

(a. School of Aerospace Engineering; b. School of Materials, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China)

Abstract:Rocket propelled mode is a new takeoff mode for carrier-based aircrafts, which has been paid more and more attention. The jet flow of carrier-based aircrafts during its takeoff was studied for both the rocket propelled case and no rocket propelled case. Using Reynolds Average Method, the three-dimensional computational model was constructed for the jet flow. The impact forces on the deflector and the temperature of the deflector surface have been simulated with the deflector being 45° tilted. The influences of deflector material properties and reasonable cooling method to the surface temperature and heat intensity of the deflector were also researched.

Key words:jet temperature; pressure; Reynolds averaged simulation; material

【装备理论与装备技术】