1 研究背景
火箭弹或导弹发射时产生的燃气射流速度高达2 100 m/s，温度可至1 000 ℃，极易对附近弹体及发射装置造成严重的冲蚀[1]。一般情况下，这种射流会对发射系统产生较强冲击力，对发射系统造成较大的损害。因此如何有效地对燃气射流进行排导，是发射装置设计时所需要考虑的重要因素。
国内外学者关于火箭导弹燃气射流冲击效应进行了大量研究工作。黄守成等[2]针对双面导流器排导燃气的规律进行了研究，分析了导流器承受瞬间冲击型外负荷的作用特性。尹续峰等[3]研究了运载火箭燃气射流对塔架产生的冲击荷载,并对发射产生的冲击压力进行了实测。根据实测结果分析了冲击荷载分布和变化规律,提出了等效荷载计算方法。刘念昆[4]分析了导流锥结构几何参数对导弹发射车车体结构和燃气流场各参数分布的影响；盛文成[5]使用数值方法对导流盘的气动外形进行分析，计算不同形式的导流器，为导流盘性能的提高提供了参考依据；赵若男等[6]采用CFD方法，研究了不同型面导流器对燃气流排导和发射箱内环境的影响，发现圆弧型导流器对燃气流向上排导起抑制作用，反喷现象减弱，发射箱内热环境有所改善。乔野等[7]研究了多喷管液体火箭动力系统燃气流冲击特性，得到了火箭燃气射流对不同导流面导流槽的冲击流场参数。研究表明锥形导流面对多喷管动力系统燃气射流具有很好的引射和导流作用，但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气。周志坛等[8]对运载火箭燃气射流对导流槽的冲击特性进行了研究，发现双侧导流槽对降低燃气射流交互的影响比单侧导流槽更好。Daniel等[9]运用数值方法对ARESV动力系统燃气流冲击特性进行了研究，得到了导流槽所受冲击面的大小，形状以及表面压力、温度等参数。发现导流面对尾焰冲击的反射不可忽略，反流强度与冲击角度有关。
目前关于对于导流方式研究多集中于非集束形式的发射装置，如火箭发射架、导弹发射箱等。此类发射装置在一个工作周期内多数只承受一次燃气射流冲击，且燃气导流器的导流结构较为单一。而火箭炮这类集束形式的发射装置在一个工作周期内多次承受燃气射流冲击载荷，该载荷将诱发定向器振动与火箭弹的初始扰动，会对发射过程和火箭弹射击精度造成不利影响[10]。各国现有火箭炮除朝鲜KN-25火箭炮在发射车底部装有导流板外，其余火箭炮均没有专门的燃气导流器用于导流，典型代表如美国M142火箭炮，俄罗斯Ураган-М1火箭炮，以色列LAR-160火箭炮。如图1中红框所示部分。
图1 KN-25火箭炮导流板实物图
Fig.1 Flame deflector
考虑到目前多管火箭炮武器系统发射时发动机尾焰过大,不利于小空间发射等缺点[11],研究采用在方形发射箱后端设置栅格阵列，侧向排导火箭发动机尾焰解决此类问题。根据火箭弹发射需求,建立发射模型,在定向器底部设计导流结构导流发动机燃气,并通过发射箱内部圆形定向器和方形发射箱之间的通道排导发动机燃气,进行发射箱内流场仿真分析,为改进火箭炮武器系统提供参考。
2 燃气流导流方案
2.1 导流结构
目前解决发射装置受燃气射流冲击的问题主要有2种方法：一种是在发射时尽量让燃气射流避开发射系统，这种方案目前应用较多，在发射时使燃气射流射向水面或地面，避免甲板直接受到冲击。但这种方法的弊端是发射方向角的选择受到限制，特别是舰载火箭系统回转体转向较慢，需要较多的时间调整射向；另一种方法是在燃气射流方向安装导流机构，但是目前导流机构主要应用在垂直发射中，而且导流机构普遍是固定在发射系统上的，导流方向固定，无法根据不同的发射系统进行调整，应对不同的发射需求时适应性不强。
火箭导弹发射装置中，导流器根据导流面的结构形式可以分为楔形导流器和锥型导流器[1]。但这2种导流器体积较大、结构不够紧凑，常见于导弹发射装置，难以应用于结构要求紧凑的集束发射装置上。在此提出一种新的组合栅格导流器结构，克服了传统导流器体积较大的缺点，如图2(c)所示。
由于燃气冲击流场的建模难度高、计算量巨大，为此，在计算过程中进行必要的简化假设，采用准定常的计算策略。选取3个典型时刻(火箭弹脱离闭锁机构时刻、火箭弹离轨时刻、最大冲击时刻)，即考虑单枚火箭距定向器底端面不同的距离进行计算，并对比火箭弹在小空间发射过程时不同位置状态下，导流方式分别为平面导流、斜面导流、栅格+平面组合导流时的流场分布与冲击载荷。
由于弹在管内时，与之相邻的管对射流区域影响较小，为简化计算，当弹在管内喷射时只对一枚定向器进行建模。
脱离时刻：弹在管底时，后方导流方式分别为平面、斜面、栅格+平面时的流场及冲击载荷，分别对应图2(a)、图2(b)、图2(c)。
图2 脱离时刻模型示意图
Fig.2 Model of working condition 1
离轨时刻：火箭弹脱离定向管端部时，后方导流方式分别为平面、斜面、栅格+平面的流场及冲击载荷，分别对应图3(a)、图3(b)、图3(c)。
图3 离轨时刻模型示意图
Fig.3 Model of working condition 2
最大冲击时刻：弹出管口一定距离时，此时发射装置受到的燃气流冲击载荷最大。后方导流方式分别为平面、斜面和栅格+平面的流场及冲击载荷，分别对应图4(a)、图4(b)、图4(c)。
图4 最大冲击时刻模型示意图
Fig.4 Model of working condition 3
2.2 边界条件
壁面边界条件如下:定向器、栅格、平面、斜面以及火箭弹弹体均设定为无滑移壁面边界，其中管尾距离平面后端面的距离为799 mm。喷管边界条件相关参数如下。
1) 喷管几何参数。
喷管出口直径φe=68.34 mm，喷管喉径φt=12.48 mm，扩张段长Le=29.09 mm，收敛入口直径φi=63 mm，收敛段长Li=4 mm。
2) 喷管物性参数。
燃烧室燃气气体常数R=365 J/(kg·K)，平均分子量M=28 g/mol，燃气定压比热Cp=2 646.25 J/kg，比热比γ=1.16。
3) 喷管流动参数。
喷管流动参数为：燃烧室总压p0=11 MPa，总温T0=3 300 K。
2.3 网格模型
为了提高计算精度和数值计算的稳定性，这里将计算区域一致划分为结构化网格，采用分块化网格生成技术，将所有区域生成结构化网格系统，并且控制网格的质量。为了提高收敛性和稳定性，时间步长取为2.0e-5 s，而且迭代子步数为5，以满足迭代残差在1.0e-4，每一迭代步计算收敛，从而保证每一迭代步收敛，最后完成燃气流场的计算。3种模型的网格数量如表1所示。
表1 各个模型的网格数
Table 1 Number of grids in each model
工况导流方式平面斜面栅格+平面脱离时刻1 971 1862 062 4882 078 650离轨时刻2 192 5222 159 2082 151 394最大冲击时刻1 908 9712 024 2492 016 435
以下列举部分模型的计算网格，如图5～图8所示，由于该火箭弹在属于涡轮火箭弹，故喷管轴线与弹体轴线之间存在夹角而不平行。从倾斜喷管喷出的燃气使火箭弹绕弹轴高速旋转，产生陀螺效应，从而保证飞行过程中的稳定。
图5 喷管网格模型示意图
Fig.5 Nozzle mesh model
图6 脱离时刻网格模型示意图(平面)
Fig.6 Work one grid model(flat plate)
图7 离轨时刻网格模型示意图(斜面)
Fig.7 Work two grid model(inclined plate)
图8 最大冲击网格模型示意图(栅格+平面)
Fig.8 Work three grid model(raster+flat)
2.4 流动方程组与数值格式
2.4.1 流动方程组
燃气为满足连续介质假设和理想气体状态方程，于是，其质量、动量和能量输运的可压缩Navier-Stokes方程形式为：
(1)
(2)
(3)
(4)
式(1)～(3)中：U为流动变量；F、G和H为对流通量；Fv、Gv和Gv为黏性通量；K为热传导系数；p、 ρ、e、τ、μ分别为压强、密度、比动能、应力、黏性系数；u、v、w分别为速度沿着x、y、z方向上的分量。
2.4.2 空间离散格式
火箭燃气射流属于高度欠膨胀射流，流场中含有激波、膨胀波和波系之间的相交与反射等，为了更好地捕捉射流激波强间断的流动参数分布，二阶Roe格式具有总变差不增特征，非常适用于本燃气射流场求解，对流通量空间差分形式详见参考文献[12]，黏性通量进行二阶中心差分离散。
3 计算结果
3.1 火箭燃气冲击的马赫数等值线分布
3种时刻下冲击流场马赫数等值线分布如图9—图17所示。
图9 脱离时刻云图，平面导流
Fig.9 Working condition one,flat plate infusion
图10 脱离时刻云图，斜面导流
Fig.10 Working condition one,inclined plate infusion
图11 脱离时刻云图，栅格导流
Fig.11 Working condition one,grid infusion
图12 离轨时刻云图，平面导流
Fig.12 Working condition two,flat plate infusion
图13 离轨时刻云图，斜面导流
Fig.13 Working condition two,inclined plate infusion
图14 离轨时刻云图，栅格导流
Fig.14 Working condition one,grid infusion
图15 最大冲击时刻云图，平面导流
Fig.15 Working condition three,flat plate infusion
图16 最大冲击时刻云图，斜面导流
Fig.16 Working condition three,inclined plate infusion
图17 最大冲击时刻云图，栅格导流
Fig.17 Working condition three,grid infusion
结合表2数据，斜面导流方式相对平面，承受冲击载荷数值较为接近，其导流效果不太明显。而栅格导流方式下的冲击载荷远小于平面和斜面方式下的冲击载荷，其对燃气射流的导流方式效果明显。
3.2 火箭燃气冲击载荷
为了便于比较冲击载荷，3种模型在建立的过程中基于一致的全局坐标系，其坐标系的方位如图18所示，所以火箭发动对发射装置的冲击载荷沿z轴的负方向。
图18 计算模型的坐标系示意图
Fig.18 Coordinate system of the computational model
经数值模拟得出火箭发动对发射装置的冲击载荷，通过积分提取3种情况下的冲击力，结果如表2所示。
表2 3种时刻冲击力统计(N)
Table 2 Impact load statistics for three working conditions
工况导流方式平面斜面栅格+平面脱离时刻-11 250.47-10 100.21-5 468.45离轨时刻-12 336.77-11 562.82-5 286.64最大冲击时刻-15 528.84-14 490.45-13 276.63
通过表2数据发现，使用栅格与平面组合导流方式，燃气流其冲击总载荷比单纯的平面和斜面均有明显减小。
斜面导流与栅格+平面组合导流方式,相对平面导流时火箭炮所受冲击载荷百分比如表3所示，可见平面导流效果较为一般。
表3 冲击载荷百分比(%)
Table 3 Percentage of impact load
导流方式脱离时刻离轨时刻最大冲击时刻斜面导流89.7793.7293.31组合导流48.6042.8585.49
4 结论
1) 平面导流、斜面导流、栅格+平面组合导流3种方式中，组合导流方式具有较好的排导性能，而斜面导流与平面导流相比排导效果没有明显提升。
2) 平面导流方式下火箭炮受燃气射流冲击载荷最大，斜面导流次之，栅格+平面组合导流方式下所受冲击载荷最小。与平面导流相比，组合导流方式在脱离时刻冲击力降低51.39%，在离轨时刻冲击力降低57.14%。与斜面导流相比，冲击力在上述时刻分别可降低45.85%和54.27%，这是因为栅格整流引导射流运动方向发生改变，燃气流动能并没有被斜板所吸收，而是自由释放。
3) 当火箭弹在定向器内运动时，与平面导流、斜面导流方式相比，栅格导流方式可大大减小火箭炮所受燃气射流冲击载荷；当火箭弹飞离定向器端部后，此时火箭炮主要迎气面由栅格板转变为定向器集束端面，3种时刻的迎气面积相差不大。栅格导流降低燃气射流冲击载荷的优势依旧存在，此时发射装置受到的冲击力分别是平面导流的85.49%和斜面导流的91.62%。
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