鄒延兵,卓長(zhǎng)飛,封 鋒

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

?

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)水下啟動(dòng)過(guò)程流場(chǎng)數(shù)值模擬研究

鄒延兵,卓長(zhǎng)飛,封 鋒

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

利用流體分析軟件Fluent對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程流場(chǎng)進(jìn)行了仿真?；趬毫Φ那蠼馄?采用了二維雙精度解算器和軸對(duì)稱(chēng)理想水流場(chǎng)模型;時(shí)間采用一階隱式離散;壓力速度修正選用SIMPLE方法;多相流采用VOF模型;湍流模型采用K-epsilon模型,對(duì)處于50 m深水中的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程中噴管流場(chǎng)、尾流場(chǎng)進(jìn)行了詳細(xì)研究,分析了各參數(shù)的變化過(guò)程對(duì)噴管性能的影響。結(jié)果表明,對(duì)于給定的噴管,當(dāng)噴管達(dá)到了超音速流動(dòng)之后,馬赫數(shù)都是確定的,當(dāng)?shù)氐撵o壓和總壓成正比;水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)軸向壓力總體的變化趨勢(shì)是在振蕩中逐漸減少的,最后降低到環(huán)境壓力;不同時(shí)刻軸線上溫度的分布規(guī)律和速度基本相似。

水下火箭;流場(chǎng)仿真;尾流;氣相發(fā)展

利用潛艇在水下發(fā)射火箭是一項(xiàng)先進(jìn)的軍事技術(shù),它具有機(jī)動(dòng)性、隱蔽性?xún)纱筇攸c(diǎn)。目前,各軍事大國(guó)都致力于該項(xiàng)技術(shù)的研究[1]。水下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)由于具有啟動(dòng)時(shí)間短、可靠性高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單和航行速度快等優(yōu)點(diǎn),是許多主動(dòng)攻擊型水中兵器的首選動(dòng)力。火箭水下點(diǎn)火的發(fā)射是一個(gè)復(fù)雜的過(guò)程。起初噴管是被堵住的,以防止外面的水進(jìn)入燃燒室?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)水下點(diǎn)火,生成了高溫高壓氣體,當(dāng)燃燒室內(nèi)壓力超過(guò)了外界水壓時(shí),燃?xì)鈱⒍律w推開(kāi)。發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)高溫高壓燃?xì)饨?jīng)由噴管?chē)姵?直接噴入水中[2-3]。在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火瞬間,噴管內(nèi)的氣流場(chǎng)和噴管外的水流場(chǎng)物理變化非常迅速,氣流中會(huì)出現(xiàn)復(fù)雜激波系的動(dòng)態(tài)傳播以及壓力、溫度等的不斷變化,是一個(gè)涉及可壓與不可壓縮相的非穩(wěn)態(tài)兩相流動(dòng)的工程問(wèn)題。之后,通過(guò)快速的非定常流場(chǎng)變化,很快達(dá)到穩(wěn)定的流場(chǎng)狀態(tài)[4]。

國(guó)外對(duì)于這方面的研究大多以實(shí)驗(yàn)為主,并取得了一定的成果,理論分析特別是對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程流場(chǎng)的分析較少[5-6]。相比之下,國(guó)內(nèi)對(duì)該問(wèn)題的試驗(yàn)研究起步較晚,但是發(fā)展很快,多家單位建立了水下超音速射流實(shí)驗(yàn)裝置[7-8];王誠(chéng)等人[9]用一維非定常無(wú)粘可壓縮模型,計(jì)算火箭水下發(fā)射腔內(nèi)各物理量的分布變化情況以及燃?xì)馀莸难葑冞^(guò)程,但其模型過(guò)于簡(jiǎn)單。

本文對(duì)處于50 m深水中的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程中的噴管流場(chǎng)、尾流場(chǎng)進(jìn)行了詳細(xì)研究,并分析該發(fā)動(dòng)機(jī)的氣相發(fā)展、壓力、速度、溫度的變化過(guò)程。研究結(jié)果為水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提供依據(jù)和參考。

1 數(shù)學(xué)與物理模型

本文計(jì)算做如下假設(shè):①忽略相與相之間的傳質(zhì),以及各相與噴管之間的導(dǎo)熱;②不考慮液體的表面張力;③將水看作是不可壓的流體;④忽略重力,將射流氣體當(dāng)做理想氣體考慮;⑤不考慮來(lái)流,火箭處于靜水中。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的基本型面尺寸如圖1所示。

圖1 噴管型面基本尺寸

為了與實(shí)際情況符合得更好,需要在一個(gè)很大的空間來(lái)模擬一個(gè)無(wú)限大的水域,使得流場(chǎng)的計(jì)算不受到計(jì)算區(qū)域大小的影響。計(jì)算區(qū)域的長(zhǎng)度大于整個(gè)噴管長(zhǎng)的10倍,為1.9 m,寬度為發(fā)動(dòng)機(jī)半徑的10倍,為0.75 m,如圖2所示。

本文在Fluent軟件平臺(tái)上進(jìn)行計(jì)算,基于壓力的求解器,采用二維雙精度解算器和軸對(duì)稱(chēng)模型,時(shí)間采用一階隱式離散,壓力速度修正選用SIMPLE方法;多相流模型采用VOF模型,多相介質(zhì)采用理想氣體和液態(tài)水,并定義氣體為第一相(氣相),水為第二相(液相);湍流模型采用k-epsilon模型。

圖2 計(jì)算域網(wǎng)格

邊界條件的確定:首先,噴管入口(即燃燒室末端)處選擇壓力入口,定義總壓和總溫。定義噴管邊界和導(dǎo)彈尾部外殼為墻邊界,其他的流場(chǎng)邊界都定義為壓力出口。噴管入口的壓力和溫度采用線性規(guī)律,在0.015 s內(nèi)從環(huán)境壓力(pa隨深度不同而不同)和環(huán)境溫度分別增大到10 MPa和3 500 K,之后溫度、壓力保持不變,即

式中:p為入口總壓,Pa;T為入口總溫,K;t為發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間,s;pa為環(huán)境壓力,Pa。

在噴管內(nèi)部設(shè)置了3個(gè)監(jiān)控點(diǎn),分別位于噴管喉部、擴(kuò)張段中部和噴管出口截面,用于監(jiān)視噴管擴(kuò)張段的壓力變化。采用這些數(shù)據(jù)一方面可以判斷計(jì)算是否收斂,另外也可以觀察噴管擴(kuò)張段內(nèi)流動(dòng)參數(shù)的變化規(guī)律。

流場(chǎng)的初始化:整個(gè)流場(chǎng)0s時(shí)兩相速度均為0,兩相壓力為水深相對(duì)應(yīng)的環(huán)境壓力(本文計(jì)算假設(shè)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)置于50m的水深中),溫度為環(huán)境溫度300K,初始化噴管內(nèi)充滿氣體,壓力與噴管外水的壓力一致,外界水不能進(jìn)入噴管內(nèi),噴管外全部為水。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 氣相發(fā)展過(guò)程

圖3給出了主要時(shí)刻氣相流場(chǎng)(氣相體積分?jǐn)?shù)云圖)的發(fā)展過(guò)程?？梢钥闯?初始時(shí)刻噴管內(nèi)充滿氣體,噴管外充滿水。噴管入口壓力線性增大的起點(diǎn)是環(huán)境氣壓,也就是說(shuō)一開(kāi)始噴管與外界的壓力差比較小。這個(gè)逐漸增大的壓力差緩慢地推動(dòng)外界的水運(yùn)動(dòng)。t=3.0ms時(shí)刻,運(yùn)動(dòng)的氣體在噴管出口處沖擊到水上,受到了水的阻擋,在出口處形成了一個(gè)滯止區(qū)。氣體在軸向受到的阻力要大于徑向的阻力,氣體速度向外偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生了徑向的速度。在噴管邊緣氣相快速地往外生長(zhǎng),徑向的生長(zhǎng)速度大于軸向的生長(zhǎng)速度。t=5.0ms時(shí)刻,氣相區(qū)域逐漸增大,氣泡將噴管出口和導(dǎo)彈尾部完全包裹住。

從圖中6.8～15.9ms可以看出,這個(gè)時(shí)候氣泡的運(yùn)動(dòng)主要表現(xiàn)在軸線方向,氣泡不斷伸長(zhǎng)。從15.9～25.6ms這9.7ms內(nèi)水流往前運(yùn)動(dòng)很大一段距離,噴管后部一束很細(xì)的水流幾乎要將氣泡切開(kāi)。水在運(yùn)動(dòng)到主流附近時(shí)又會(huì)隨著主流方向運(yùn)動(dòng)。這部分水運(yùn)動(dòng)在主流和回流之間,將主流和回流分開(kāi)。噴管外的水并不能運(yùn)動(dòng)到很靠近軸線的位置,而是在主流的邊界隨著主流運(yùn)動(dòng)。反向運(yùn)動(dòng)的氣體最終被沿著主流運(yùn)動(dòng)的水切斷。氣體的主流在水的作用下最后只能在一個(gè)略小于噴管出口的通道中運(yùn)動(dòng),氣相在主流邊界運(yùn)動(dòng)時(shí)還會(huì)形成小的漩渦。氣相與液相之間表現(xiàn)為強(qiáng)烈的湍流現(xiàn)象,邊界處出現(xiàn)漩渦。氣水交界面起伏跳動(dòng)著,像是波浪一樣往后傳遞。水一旦靠近軸線,造成了氣相流動(dòng)的通道減少。那么在這個(gè)減少的通道之前氣體壓力會(huì)增大,使得流進(jìn)氣相中間的水又遠(yuǎn)離軸線,與此同時(shí)插進(jìn)氣相中的水流還在以很快的速度往后運(yùn)動(dòng)。氣水交界面后期的流動(dòng)幾乎是在重復(fù)這一過(guò)程。另外,從軸線方向來(lái)看,在噴管附近的氣水交界面上的較小振蕩在往后流動(dòng)的過(guò)程中不斷地放大。還可以觀察到,離噴管較近的地方氣水交界面差不多還是較小起伏的波浪形,遠(yuǎn)離噴管波浪的起伏變大,甚至水流會(huì)穿插到主流和氣相的“波峰”之間,切斷“波峰”。由以上分析可知,水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程中,燃?xì)馀c水強(qiáng)烈耦合,流場(chǎng)異常復(fù)雜。

圖3 流場(chǎng)氣相發(fā)展過(guò)程(氣相體積分?jǐn)?shù)云圖)

2.2 流場(chǎng)壓力變化規(guī)律

圖4給出了噴管內(nèi)3個(gè)監(jiān)控點(diǎn)的壓力隨時(shí)間的變化曲線。圖5給出了噴管內(nèi)不同時(shí)刻馬赫數(shù)等值線圖。從圖4可以看出,發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程中在噴管內(nèi)還未建立起超音速流場(chǎng)時(shí),整個(gè)噴管內(nèi)為亞音速流動(dòng),3個(gè)監(jiān)控點(diǎn)的壓力隨著燃燒室壓力的增大均不斷增大。由圖5看出,隨著時(shí)間推移,噴管喉部附近內(nèi)開(kāi)始出現(xiàn)超聲速流動(dòng),隨之產(chǎn)生的還有激波,并不斷靠近噴管出口,氣體通過(guò)激波后壓力必將下降。這個(gè)現(xiàn)象也可以從圖4中清楚地看到。當(dāng)激波移動(dòng)到噴管出口附近并保持位置不變后,從圖4中看到3個(gè)監(jiān)控點(diǎn)的壓力開(kāi)始線性增加,這是由噴管入口壓力線性增加導(dǎo)致的。對(duì)于給定的噴管,當(dāng)噴管達(dá)到了超音速流動(dòng)之后每個(gè)地方的馬赫數(shù)都是確定的,當(dāng)?shù)氐撵o壓就和總壓成正比。激波運(yùn)動(dòng)到噴管以外后,噴管內(nèi)的流動(dòng)為穩(wěn)定的超音速流動(dòng),各種參數(shù)不再改變。這個(gè)結(jié)論可以由3個(gè)監(jiān)控點(diǎn)壓力在t=15 ms以后不再改變看出,說(shuō)明在t=15 ms以后噴管內(nèi)流動(dòng)已經(jīng)穩(wěn)定。

圖4 各監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓力隨時(shí)間的變化曲線

圖5 不同時(shí)刻噴管內(nèi)馬赫數(shù)等值線圖

圖6給出了不同時(shí)刻壓力等值線與水氣交界面位置圖。由計(jì)算結(jié)果可以看到,隨著燃燒室壓力不斷增大,在噴管內(nèi)部逐漸形成了超音速氣流。在超音速氣流形成的過(guò)程中噴管擴(kuò)張段內(nèi)出現(xiàn)了激波。激波在燃燒室壓力的推動(dòng)下由噴管喉部向噴管出口運(yùn)動(dòng)。但是由于外界是水,其慣性相當(dāng)大,氣體在向外運(yùn)動(dòng)的過(guò)程中受到了阻滯,于是在噴管出口處形成了一個(gè)高壓區(qū)。這個(gè)高壓區(qū)推動(dòng)水往后運(yùn)動(dòng),而氣體又不斷地沖擊著氣水交界面使得這個(gè)高壓區(qū)不斷追隨著氣水交界面向后運(yùn)動(dòng),遠(yuǎn)離噴管。由圖可以看到,高壓區(qū)在軸線與氣水交界面處。到了流動(dòng)的后期,高壓區(qū)離噴管出口越來(lái)越遠(yuǎn)。氣體射流在充分膨脹后由于粘性速度逐漸降低,動(dòng)能減少,到達(dá)水氣交界面的滯止壓力也就隨著水氣交界面的遠(yuǎn)離而減小了。最后高壓區(qū)也漸漸消失了。

圖6 不同時(shí)刻壓力等值線和水氣交界面位置圖(單位:Pa)

圖7給出了不同時(shí)刻流場(chǎng)中心軸線上壓力的分布圖。

圖7 不同時(shí)刻流場(chǎng)中心軸線上壓力分布圖

圖7中在15 ms時(shí)噴管入口壓力增大到了最大值。各時(shí)刻0～0.2 m處的壓力已不隨時(shí)間變化,激波已經(jīng)完全沖出噴管(0～0.18 m范圍內(nèi)),噴管內(nèi)為穩(wěn)定的超音速流動(dòng)。軸線上第一道激波最后穩(wěn)定在0.22 m附近,從圖中可以清楚看到,各時(shí)刻壓力在該位置突然增大。

從圖5可以看到,這是噴管出口外的一道斜激波,在這道激波后流場(chǎng)變化得很劇烈。在水的作用下,氣體在一個(gè)比噴管出口略小的通道中運(yùn)動(dòng)。這中間會(huì)出現(xiàn)激波的反射。復(fù)雜的波系使得流場(chǎng)的壓力劇烈地跳動(dòng)著,直到越過(guò)了水氣交界面,壓力開(kāi)始逐漸下降并趨于環(huán)境壓力。壓力波在這個(gè)通道中往后傳播,這表現(xiàn)在整個(gè)尾流場(chǎng)的壓力在沿著軸線方向上波動(dòng)。

圖8(a)、圖8(b)為流場(chǎng)中心軸線上不同位置處壓力隨時(shí)間的變化曲線。可以看到,噴管出口外的第一道斜激波的位置在不斷變化,主要表現(xiàn)為與軸線的夾角在不斷變化。這說(shuō)明在水流的作用下,氣體射流的通道直徑在不斷變化,噴管附近通道變小,壓力變大,斜激波往噴管方向后退,而通道變大的時(shí)候壓力減小,斜激波又往外運(yùn)動(dòng)。這使得斜激波運(yùn)動(dòng)過(guò)的區(qū)域的流動(dòng)參數(shù)變化非常劇烈。斜激波來(lái)回的運(yùn)動(dòng)就好像是一個(gè)振蕩源。這個(gè)振蕩對(duì)后面的流場(chǎng)造成了很大的影響。在噴管后面的流場(chǎng)中,這個(gè)振蕩在空間尺度上被不斷地放大,最終形成了后面的復(fù)雜流場(chǎng)。

圖8 流場(chǎng)中心軸線上不同位置處壓力隨時(shí)間的變化曲線

圖9為t=67.08 ms流場(chǎng)軸線上壓力分布曲線。經(jīng)過(guò)細(xì)致的觀察發(fā)現(xiàn),雖然氣體通道界面的改變很小,但是壓力值跳動(dòng)很厲害。這一點(diǎn)可以從圖8(a)看到。壓力變化最大的時(shí)候從1.6 MPa突然下降到0.8 MPa。從圖8(a)和圖8(b)的對(duì)比可以發(fā)現(xiàn),在x=0.50 m處的壓力跳動(dòng)比x=0.25 m處幅值有所減少,但是跳動(dòng)的頻率明顯增大。軸向上的壓力總體的變化趨勢(shì)是在振蕩中逐漸減少的,最后降低到環(huán)境壓力,這結(jié)論可以從圖9中逐漸衰減的波動(dòng)曲線得出。

圖9 t=67.08 ms時(shí)流場(chǎng)軸線上壓力分布曲線

2.3 流場(chǎng)馬赫數(shù)變化規(guī)律

圖10給出了不同時(shí)刻噴管中心軸線上馬赫數(shù)變化曲線。從圖中可以得出噴管內(nèi)建立超音速過(guò)程中軸線上馬赫數(shù)的變化規(guī)律。噴管內(nèi)起初為亞音速流動(dòng),然后形成局部超音速,噴管內(nèi)產(chǎn)生激波。隨著燃燒室壓力的增大,激波逐漸被推出噴管,噴管內(nèi)部形成了穩(wěn)定的流動(dòng)。對(duì)比相關(guān)文獻(xiàn)可以知道[7-8],本文得到的噴管內(nèi)部的流動(dòng)與文獻(xiàn)中得到的結(jié)論是一致的,這也驗(yàn)證了本文計(jì)算的可靠性。

圖10 不同時(shí)刻噴管中心軸線上馬赫數(shù)變化曲線

圖11給出了不同時(shí)刻噴管內(nèi)及出口附近流場(chǎng)馬赫數(shù)等值線圖。發(fā)動(dòng)機(jī)工作初期,噴管內(nèi)形成一道激波,激波運(yùn)動(dòng)到噴管出口附近穩(wěn)定下來(lái),形成一道斜激波。t=6.5 ms時(shí),高溫氣體射流在噴管出口附近形成了馬赫盤(pán),馬赫盤(pán)之后壓力較高,流動(dòng)為亞音速,氣流在此高壓區(qū)作用下又做加速運(yùn)動(dòng),然后又在后面的高壓區(qū)的影響下減速或者是偏轉(zhuǎn)反向形成反向射流;而馬赫盤(pán)之前是超音速氣流,壓力較低。t=8.6 ms時(shí),馬赫盤(pán)減弱并消失。t=34.58 ms時(shí),馬赫盤(pán)消失,噴管出口附近的斜激波在中心軸線和水氣交界面上多次反射,形成X激波。

圖12給出了不同時(shí)刻流場(chǎng)中心軸線上馬赫數(shù)曲線圖。高溫氣體在運(yùn)動(dòng)到氣水交界面附近時(shí)會(huì)通過(guò)一道強(qiáng)大的馬赫盤(pán),速度急劇降低到一個(gè)很低的值,最后減速到0。隨著氣水交界面遠(yuǎn)離噴管出口,氣相運(yùn)動(dòng)的空間逐漸增大,軸線上的速度變化越來(lái)越劇烈,氣相部分中出現(xiàn)的波系也一直在增加。波系的交錯(cuò)和在氣水交界面的反射使得流動(dòng)變得非常復(fù)雜。

圖11 不同時(shí)刻噴管內(nèi)及出口附近流場(chǎng)馬赫數(shù)等值線圖

2.4 流場(chǎng)溫度變化規(guī)律

圖13給出了不同時(shí)刻流場(chǎng)中心軸線上溫度變化曲線。

圖13 不同時(shí)刻流場(chǎng)中心軸線上溫度變化曲線

由圖13可以看出,溫度的分布規(guī)律和速度基本相近。噴管出口附近的激波之前的溫度是穩(wěn)定值,在經(jīng)過(guò)斜激波之后溫度開(kāi)始震蕩,這種變化仍然是由于復(fù)雜的波系的作用。在流場(chǎng)存在著很多激波,這些激波交錯(cuò)并在水氣交界面上反射,在沿著軸向方向上還不斷來(lái)回運(yùn)動(dòng)著。復(fù)雜激波的疊加和運(yùn)動(dòng)使得流場(chǎng)的溫度處于跳動(dòng)的狀態(tài),這一點(diǎn)和壓力、馬赫數(shù)變化規(guī)律中討論的一樣,是由于整個(gè)流場(chǎng)隨時(shí)間在不斷震蕩導(dǎo)致的。這種振蕩并沒(méi)有表現(xiàn)出周期性,隨機(jī)的振蕩使得流場(chǎng)更加復(fù)雜。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文利用流體分析軟件Fluent對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程流場(chǎng)進(jìn)行了仿真。對(duì)處于50 m深水中的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程中噴管流場(chǎng)、尾流場(chǎng)進(jìn)行了詳細(xì)研究,通過(guò)分析氣相發(fā)展、壓力、速度、溫度的變化過(guò)程,得出以下幾點(diǎn)結(jié)論:

①水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程中,燃?xì)馀c水強(qiáng)烈耦合,氣水交界面起伏不斷。離噴管較近的地方氣水交界面差不多還是較小起伏的波浪形,遠(yuǎn)離噴管波浪的起伏變大,甚至水流會(huì)穿插到主流和氣相的“波峰”之間,切斷“波峰”,造成流場(chǎng)異常復(fù)雜。

②對(duì)于給定的噴管,當(dāng)噴管達(dá)到了超音速流動(dòng)之后每個(gè)地方的馬赫數(shù)都是確定的,當(dāng)?shù)氐撵o壓就和總壓成正比。激波運(yùn)動(dòng)到噴管以外后,噴管內(nèi)的流動(dòng)為穩(wěn)定的超音速流動(dòng),各種參數(shù)不再改變。

③水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)軸向上的壓力總體的變化趨勢(shì)是在振蕩中逐漸減少的,最后降低到環(huán)境壓力。

④隨著氣水交界面遠(yuǎn)離噴管出口,氣相運(yùn)動(dòng)的空間逐漸增大,軸線上的速度變化越來(lái)越劇烈,氣相部分中出現(xiàn)的波系也一直在增加。波系的交錯(cuò)和在氣水交界面的反射使得流動(dòng)變得非常復(fù)雜。

⑤不同時(shí)刻軸線上溫度的分布規(guī)律和速度基本相近。噴管出口附近的激波之前的溫度是穩(wěn)定值,在經(jīng)過(guò)斜激波之后溫度開(kāi)始震蕩,這種變化仍然是由于復(fù)雜波系作用的結(jié)果。

[1] 仲峰泉,陸夕云,莊禮賢.火箭水下發(fā)射復(fù)雜流場(chǎng)的近似數(shù)值模擬[J].宇航學(xué)報(bào),2000,21(2):1-7. ZHONG Feng-quan,LU Xi-yun,ZHUANG Li-xian.Numerical simulation of the complex flow field for rocket launch under water[J].Journal of Astronautics,2000,21(2):1-7.(in Chinese)[2] 王建儒,趙仕廠.水下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾流場(chǎng)計(jì)算[J].固體火箭技術(shù),2007,30(5):388-391. WANG Jian-ru,ZHAO Shi-chang.Computations for solid rocket moter tail flow under water[J].Journal of Solid Rocket Technology,2007,30(5):388-391.(in Chinese)

[3]王曉宏.導(dǎo)彈水下發(fā)射時(shí)噴管的氣體流動(dòng)[J].推進(jìn)技術(shù),2001,22(1):61-64. WANG Xiao-hong.Nozzle flows of the missile launching under water[J].Journal of Propulsion Technology,2001,22(1):61-64.(in Chinese)

[4]徐小強(qiáng).水下燃?xì)鈬姽芨咚偕淞鲉?wèn)題研究[D].杭州:浙江大學(xué),2004. XU Xiao-qiang.Research on high-speed gas jet of nozzle underwater[D].Hangzhou:Zhejiang University,2004.(in Chinese)

[5]LINDAU J W.Multiphase computations for underwater propulsive flows,AIAA 2003-4105[R].2003.

[6]LINDAU J W.Computation of compressible multiphase flows,AIAA 2003-4105[R].2003.

[7]張帥.大深度水下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性研究[D].南京:南京理工大學(xué),2012. ZHANG Shuai.Reaserch on the character of solid rocket motor working deep underwater[D].Nanjing:Nanjing University of Science and Technology,2012.(in Chinese)

[8]向敏,吳雄,張為華,等.水下固體發(fā)動(dòng)機(jī)尾流場(chǎng)數(shù)值仿真[J].推進(jìn)技術(shù),2009,30(4):479-483. XIANG Min,WU Xiong,ZHANG Wei-hua,et al.Numerical simulation for underwater solid moter tail flow[J].Journal of Propulsion Technology,2009,30(4):479-483.(in Chinese)

[9]王誠(chéng),葉曲源,何有聲.火箭水下發(fā)射燃?xì)馀莸挠?jì)算[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào),1997,14(3):1-8. WANG Cheng,YE Qu-yuan,HE You-sheng.Calculation of an exhausted gas cavity behind an under-water launched missile[J].Chinese Journal of Applied Mechanics,1997,14(3):1-8.(in Chinese)

Numerical Simulation of Flow Field for Underwater Starting Process of Rocket Engine

ZOU Yan-bing,ZHUO Chang-fei,FENG Feng

(School of Mechanical Engineering,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094,China)

The underwater starting process of rocket engine was simulated by fluid analysis software Fluent.Two-dimensional double-precision solver,pressure solver and ideal axisymmetric water-flow-field model were used.First-order implicit time discretization was used,and SIMPLE was used in pressure velocity correction method.The VOF model was used to study Multiphase flow,and K-epsilon model was used in turbulence model.Noozle flow field and wake field of the underwater rocket engine working in 50 m deep water were researched in detail,and the effects of change process of parameters on nozzle performance were analyzed.For a given nozzle,Mach number is determined for each place when the nozzle reaches supersonic flow,and the local static pressure is proportional to total pressure.Overall trends of the axial pressure in the underwater rocket engine gradually reduces in the oscillation,and finally down to ambient pressure.Distribution of temperature on axis at different times is substantially similar to temperature.

underwater rocket;flow field simulation;wake;development of gas phase

2016-06-06

鄒延兵(1991- ),男,碩士研究生,研究方向?yàn)楹娇沼詈酵七M(jìn)理論與工程。E-mail:zybadj@163.com。

V435.11

A

1004-499X(2016)04-0030-06