2016, Vol. 38
2. 江苏科技大学, 江苏 镇江 212003
2. Jiangsu University of Science and Technology, Zhenjiang 212003, China
水下航行体垂直出筒过程中，一方面受到发射筒及适配装置的约束进行轴向运动[1]，另一方面受到海水横向流的作用[2]，横向与轴向相对来流使得航行体受到较强非定常流体动力作用[3-5]，航行体出筒阶段载荷水平较高。为改善航行体出筒受力环境，将由发射筒口周围布置的若干个燃气发生器产生的燃气喷射入海水中，在筒口附近形成气幕，在航行体外部附着气体，降低航行体出筒过程受到的海水横向载荷，改善发射环境。
程栋等[6]结合理论与喷射试验总结出了计算气幕保护上下边界的计算方法，用以指导气幕发生装置设计。尚书聪等[7-9]基于动量和动量矩定理建立了导弹水下发射出筒过程动力学模型，计算了有无气幕情况下力学环境的改善情况，并对导弹出筒姿态进行数值仿真。上述研究都是基于理论推导的数值计算研究，未考虑高能燃气在水中的脉动对航行体的影响。
本文采取刚体结构网格和流场网格耦合的方法[10-11]，结合一个算例开展航行体出筒过程气幕降载效果的三维数值仿真计算。计算有/无气幕和多个气幕喷射时间提前航行体发射的工况，研究气幕喷射时机对航行体横向载荷的影响。
1 计算模型 1.1 流场模型由于算例中流体域相对于过轴线的来流速度方向对称，为减小计算量建立对称计算模型。由于筒内燃气对出筒过程没有影响，流场计算模型只建立了海水域，不考虑发射筒及筒内流场，海水域流场区域 9 m×4 m×16 m，见图 1。为保证计算精度，在航行体运行轨迹及气幕喷射区域进行 Euler 网格加密，网格密度小于 1.7% 航行体直径。
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图 1 流场计算网格 Fig. 1 Mesh of fluid field |
计算区域及边界条件如图 2 所示。流场区域上下为压力边界，左右为海水速度入口和出口边界，海水横向流动速度为X 正向，速度为航行体出筒速度的 6%。最底部为发射平台，设置为 wall 边界。对称面设置为对称边界条件。
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图 2 计算域及边界条件 Fig. 2 An outline of the computational domain with boundary conditions |
航行体沿轴线建立一半对称模型，如图 3 所示。航行体采用 Lagrange 网格离散，并设置为刚体，除了垂直向上的运动外，其余 5 个自由度固定。航行体筒内匀加速运动，航行体出筒速度为VO 。航行体圆柱段直径为Dm ，总长为 7Dm 。
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图 3 航行体模型 Fig. 3 Model of vehicle |
在航行体迎流侧，以航行体轴线为圆心布置 5 个气幕喷管，如图 4 所示。喷口同样采用 Lagrange 网格离散且 6 个自由度固定。喷口顶部网格设置为气幕燃气的耦合面出口。气幕燃气由固体发动机产生，速度入口稳定段流速为 2.3VO ，稳定段压力 1.9 MPa。
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图 4 气幕喷管位置 Fig. 4 Location of gas screen nozzle |
算例初始时刻航行体和气幕喷口的 Lagrange 计算网格与流场区域计算 Euler 网格部分重叠（见图 5）。固体网格表面为流体-固体耦合面，计算中耦合面内重叠区域 Euler 网格材料自动为空。
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图 5 耦合计算固体与流体重叠网格 Fig. 5 Overlap mesh of solid and fluid field in coupling simulation |
图 6 为采用本文计算方法与某航行体水下出筒试验中，航行体背流面某测点压力结果对比。计算模型不考虑航行体筒内运行过程的压力，故初始段计算压力为 0。由图 6 可知，出筒后计算压力曲线与试验曲线吻合较好，说明采用的计算方法合理可信。
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图 6 计算与试验航行体背流面测点压力对比 Fig. 6 Pressure comparison between simulation and test point which located in the back of vehicle |
航行体按照设定轨迹出筒，整个时间设置为 0.8 s。图 7 为无气幕防护状态航行体出筒过程图（出筒 0.46 s 时状态，为便于对比以下各图同）。由于出筒速度较高，航行体肩部会产生少量空泡。图 8 为计算的无气幕状态下航行体出筒过程受力曲线。随着航行体入水长度的增加，航行体的X 方向受力在不断变化。为对比各种工况气幕对航行体的载荷，取航行体出筒过程X 方向平均受力作为比较依据。根据计算结果无气幕状态，航行体出筒过程X 向平均受力 30 140 N。
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图 7 无气幕航行体出筒过程速度矢量图 Fig. 7 Velocity vector of the vehicle launch with no gas screen |
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图 8 无气幕航行体出筒过程X 方向受力曲线 Fig. 8 Loads curve inX direction of the vehicle launch with no gas screen |
图 9 为气幕-发射同步启动工况航行体出筒过程气液界面图。航行体发射筒内运动的零时刻，气幕同步开始喷射。由图可以看出，产生的气幕主要分布在航行体X 向迎流面，部分将航行体与来流海水隔离。图 10 为计算得到的气幕-发射同步启动工况下航行体出筒过程受力曲线。根据计算，气幕-发射同步启动航行体出筒过程X 向平均受力 52 374 N，高于无气幕状态航行体出筒过程平均受力 73.8%。说明此工况下气幕喷射没有起到降低横向载荷的效果。
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图 9 气幕喷射-发射同步启动航行体出筒气液界面图 Fig. 9 Fluid phases of vehicle launch with gas screen jet simultaneity |
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图 10 气幕喷射-发射同步启动航行体X 方向受力曲线 Fig. 10 Loads curve inX direction of the vehicle launch with gas screen jet simultaneity |
气幕喷口需要将高温燃气以较高的射流速度注入海水。在形成稳定的气幕前，高温燃气进入海水膨胀，排开海水做功。气幕喷口位于航行体的迎流面，当气幕喷射与航行体发射同步启动，气幕膨胀做功推动海水的同时也给航行体X 正向作用力，叠加海水X 方向作用力后，加剧了航行体的横向载荷。为了解决此问题，采取提前航行体发射时间零点进行喷射气幕，使高温气幕在海水中充分释放能量，形成较为稳定的气幕形态，以实现航行体出筒过程降载。
3.2 气幕提前喷射计算为研究气幕提前时间对降载效果的影响，分别进行了气幕提前 0.25 s、提前 0.5 s 和提前 0.72 s 工况的仿真计算。图 11 给出了气幕提前 0.25 s 喷射航行体出筒过程气液界面图。相对于无提前喷射工况，气幕体积明显增大。从图 12 气幕提前 0.25 s 喷射航行体X 方向受力曲线可以计算出，该工况下行形体出筒过程X 向平均受力 22 294 N，相对于无气幕工况和气幕-发射同步启动工况均有大幅减小。
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图 11 气幕提前 0.25 s 喷射航行体出筒气液界面图 Fig. 11 Fluid phases of gas screen jet 0.25 s before vehicle launch |
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图 12 气幕提前 0.25 s 喷射航行体X 方向受力曲 Fig. 12 Vehicle loads curve inX direction of gas screen jet 0.25 s before launch |
图 13 给出了气幕提前 0.5 s 喷射航行体出筒过程气液界面图。由气液界面分布可知，此工况下航行体在出筒过程中已经部分穿过气幕。从图 14 气幕提前 0.5 s 喷射航行体X 方向受力曲线可以计算出，该工况下航行形体出筒过程X 向平均受力 27 285 N，相对于气幕提前 0.25 s 喷射工况有所增加。
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图 13 气幕提前 0.5 s 喷射航行体出筒气液界面图 Fig. 13 Fluid phases of gas screen jet 0.5 s before vehicle launch |
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图 14 气幕提前 0.5 s 喷射航行体X 方向受力曲线 Fig. 14 Vehicle loads curve inX direction of gas screen jet 0.5 s before launch |
图 15 给出了气幕提前 0.72 s 喷射航行体出筒过程气液界面图。由气液界面分布可知，在航行体接触气幕时，大部分提前喷射的气幕已经运动到航行体横向背流面。从图 16 气幕提前 0.72 s 喷射航行体X 方向受力曲线可以计算出，该工况下行形体出筒过程X 向平均受力 32 388 N，此值已经和无气幕状态航行体横向受力状态接近，并略有增加。
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图 15 气幕提前 0.72 s 喷射航行体出筒气液界面图 Fig. 15 Fluid phases of gas screen jet 0.72 s before vehicle launch |
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图 16 气幕提前 0.72 s 喷射航行体X 方向受力曲线 Fig. 16 Vehicle loads curve inX direction of gas screen jet 0.72 s before launch |
表 1 给出了本文仿真计算各个工况结果的统计，并将统计结果绘制在图 17 上。由图可知，气幕能否达到降载效果与喷射时机有很大关系，随着提前喷射时间延长，航行体横向载荷呈现先降低后升高的变化趋势。气幕喷射-发射同步启动工况会加剧航行体的受力，气幕喷射时间提前发射零点过早也可能达不到降载效果。因此，为实现最佳气幕降载效果，需要选择恰当的喷射时机。既要使气幕燃气能量在海水中充分释放，形成稳定的气幕，又要避免过早喷射导致气幕提前越过了航行体。对于本文的算例来说，提前 0.25 s 喷射位于最佳喷射时机附近，选择此提前时间可以有效降低航行体出筒载荷。
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表 1 各工况降载效果统计 Tab.1 Statistics of loads in simulation result |
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图 17 各工况提前喷射时间与降载效果曲线 Fig. 17 Curve of vehicle loads with different jet time before launch |
本文采用 Lagrange 结构网格和 Euler 流场网格耦合的方法，对潜射航行器出筒过程气幕降载效果进行了仿真计算，并通过多工况对比分析了降载效果随提前喷射时间的变化关系。得到如下结论：
1）采用高能燃气作为气幕对航行体进行降载，从开始喷射到形成稳定气幕需要一个过程，在此过程可能会加剧航行体载荷。
2）气幕能否达到降载效果与气幕喷射提前航行体发射零点的时间有很大关系，航行体横向载荷随着提前喷射时间延长，呈现先降低后升高的变化趋势。
3）选择合适的喷射时机（如本算例提前 0.25 s 附近）可以有效降低航行体出筒横向载荷。
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