0 引　言

水下发射航行器出筒过程中，为平衡航行器的横向流体作用力，通常在航行器与筒壁间布置横向约束装置，一般是随模型出筒的适配器+尾部气密环方案和固定在筒壁的减震垫-气密环方案，固定在筒壁的减震垫-气密环方案可以重复使用且没有发射分离物安全性更高，是发射航行器与发射筒间适配方案发展的趋势^[1]。通常多圈气密环按一定规律间隔固定在发射筒内壁，起到发射过程压力保持的作用，同时在相应气密环上开设均压联通孔，使气密环在航行器尾部通过之前提前透气，以控制各环腔发射过程筒内压力分布，降低航行器结构载荷及气密环承受的压差载荷。

发射出筒过程持续的时间很短，而筒内的流场复杂，很长时间以来侧重于发射动力系统内弹道的研究，而对发射筒内的流场进行专门的研究较少，张续军等^[2]采用动网格等数值计算方法对发射筒内压强、温度、速度等流场的变化进行分析，研究主要侧重于航行器运动规律和载荷环境，但并未计入气密环各环腔、气密环开孔局部结构及透气对筒内流场分布规律的影响。

阎晴霄等^[3]采用理论计算方法在发射内弹道计算模型中嵌入小孔透气计算模块，在通气孔二次透气较小不考虑多腔体连续漏气情况的假设下开展的计算，获得了气密环开孔后气体的漏气规律，为气密环的设计提供一定的帮助，但在实际发射航行器出筒过程中，航行器尾部依次通过气密环，各腔体间气体是快速联通的，即在最下圈气密环向其上腔体透气的过程中，其上相邻气密环同时存在透气至其上腔体的情况。

本文采用数值仿真分析和地面动态发射试验结合的方法，获得了发射过程气密环上小孔透气的流量规律、各环腔压力分布规律，对比分析了2种规格气密环开孔条件下的透气规律，研究多腔串联工况气密环开孔透气的规律。

1 计算模型 1.1 计算模型

筒内初始空气、入口燃气及水蒸汽统一假设为一种理想气体，物性基本接近燃气，不考虑其组成和性质的变化以及水蒸汽的相变，视为理想气体，不考虑筒内水蒸气相变、不考虑气流与固体壁面的热传导、不考虑通气孔摩擦、热传递等能量损失。

筒底燃气工质气体入口参数暂按均匀流场的入口质量流率（燃气、水蒸气）、入口混合气体总温，及燃气、水蒸气、空气的物性参数给出，并以设计的试验系统地面动态发射试验提供的腔底压力曲线、弹道曲线等数据，拟合燃气入口输入参数，在几何模型中，建立燃气入口筒口几何形状。

气密环采用超弹性材料和特定的结构，实际发射过程承受压差会有明显的变形，且由于航行器在筒中的横向偏移，会造成迎流背流两侧不同的动态响应变形和附近的不同的气体动力学现象，气密环上开设的小孔形状及实际的透气面积会发生很大的变化，对气体的流动情况有所影响，在本模型中不考虑以上因素，把气密环作为刚体，仅考虑了开孔处的气体流动情况。

航行器阻力假设为定值，航行器底部运动随筒内压强变化而变化。

根据以上分析，为研究气密环透气条件下各环腔压力分布，建立三维流场计算模型，如图1所示。

1.2 网格划分

1）被气密环隔开的各腔体网格划分

在航行器底部以上部分各腔体由于腔体几何结构尺寸等问题，采用对每个腔体进行环形切块的方法对腔体进行有限元网格的划分，即将每个腔体都切割成12个小块，结合Map和Cooper方法，实现每个腔体网格都结构化的要求。

2）底腔部分网格划分

底腔容积部分因其不在动网格运动范围内，所以除了入口部分外，都采用Tet/Hybrid技术实现自由网格划分，在适当控制网格数量和质量的前提下，画出非结构化的四面体网格。

3）入口部分网格划分

由于入口部分位置比较特殊，对于计算属于至关重要的一个边界，在充分考虑到计算要求的情况下，单独将入口部分的几何结构分离出来，并与底腔相连；此方法能够有效地加强计算的稳定性，同时入口边界还能采用Cooper方法画出六面体结构网格，对入口部分进行细化处理后还能在一定程度上控制计算网格的数量。

4）不同网格之间的连接方法

六面体核心网格技术是Gambit自动地在形状复杂的几何表面采用非结构化的四面体网格，在流体的中间采用结构化的六面体网格，二者之间采用金字塔网格过渡，六面体核心网格技术集成了非结构化网格几何适应能力强以及结构化网格数量少的优点。

5）小孔网格处理

相比整个流场的尺度规模，气密环开孔部分的处理对整个流场计算非常关键，小孔部分要想在Gambit中要画出结构网格难度系数比较大，利用小孔部分不参与滑移网格的运动交接的特点，对小孔部分用非结构网格代替计算，用Tet/Hybrid方法得出的四面体网格，同时也能很好满足计算要求。

2 计算结果分析 2.1 小孔透气燃气流量规律

第1和第2圈气密环上8个小孔质量流时间历程曲线如图3所示，曲线显示结果表明各小孔质量流从零开始，随着筒底建压开始上升，当航行器尾部通过该圈气密环，底部气体快速从航行器筒壁间隙快速泄出，因此小孔的质量流迅速减少至平稳；第2圈气密环8个小孔的质量流明显分成3个阶段，包括缓慢增加的上升段、突变跳跃增加后逐渐上升和突变跳跃减小至平稳的阶段，第1个阶段对应通过航行器通过第1圈气密环之前，第2个阶段对应航行器通过第1圈气密环时刻至通过第2圈气密环之前，第3个阶段对应通过第2圈气密环时刻开始至结束，第3圈气密环的燃气流量规律与第2圈气密环相似。

2.2 各环腔周向和轴向压力分布规律

图4为环腔周向和轴向特定点的压力时间历程曲线，可以知道开孔透气对压力的建立存在一定程度的影响，不论周向还是轴向其压力的建立过程是一致的，轴向方向压力在阶跃增加的地方一致性较差，靠近腔体上部的测点压力曲线振荡现象更明显。

3 试验结果分析

图5给出试验测试的第2个气密环环腔压力测试曲线，曲线横轴从航行器运动时间零点开始，纵轴为腔体内压力测点，环腔布置的6个压力测点测试曲线可以看出，压力分布规律基本一致，在跳跃性上升后，各测点规律有所差异，主要体现在压力曲线振荡的幅值上，而频率基本一致，图4所示的数值仿真计算结果也显示了相应的现象，其它腔体在发射筒轴向上有相同的规律，这种现象引起的原因可能是当航行器尾部通过气密环时该圈气密环之前密封的气体快速补充到其上的环形空间中，到达发射筒壁测点时形成一定阻滞效应动能降低引起压力快速上升，气体在到达下圈气密环下的测点时动能更小压力上升更多。相较轴向分布的明显差异，两圈气密环之间形成的环腔在各方位压力分布相对比较均匀。在压力平稳阶段一致性很好，在通过前一圈气密环时引起局部的压力振荡效应时，由于局部效应明显，压力振荡峰值有差异，频率一致性较好。

图6和图7给出了2种气密环开孔条件下各环腔压力分布曲线，2种状态各腔体压力分布和气密环透气规律相似，各环腔压力与航行器筒内运动规律密切相关，3条阶跃上升的腔体压力与航行器尾部通过3圈气密环的时刻对应，压力稳定上升阶段与其稳定承压密封并按特定规律透气作用密切相关，整体分布规律与仿真计算结果基本一致。从2种状态对比发现，大开孔条件下气密环漏气压力数值（压力阶跃上升前最大值）明显偏大，与气密环开孔面积呈正相关关系，通过设计开孔的尺寸可以调整发射过程环腔压力的分布，从而调整航行器表面压力载荷和气密环上下压差承载，而对航行器尾部压力保持影响在极小的量级，对内弹道参数影响较小。

4 结　语

本文针对航行器发射气密环-减震垫方案下的气密环各环腔发射压力分布情况，完成了数值仿真研究、地面发射试验研究，获得了发射过程气密环开孔条件下的环腔压力分布规律、影响透气的关键因素。为气密环指标论证和设计提供了重要支撑，总结如下：

1）气密环材料力学性能、不同温度下的力学性能对气密环的变形影响，在不同压力的作用下开孔有效面积、流动状态会有所不同，采用数值仿真计算模型进行透气压力计算时，考虑气密环在承压密封变形过程孔的面积变化规律，并按刚性孔进行设置的计算方法开展气密环透气数值仿真计算方法可行。

2）在气密环上按设定参数开设小孔，可实现发射压力保持的前提下透气规律可控，调节航行器表面压力载荷和气密环承受的压差载荷，采用的计算方法可用于气密环-减震垫方案设计。