藍(lán)仁恩，馬艷麗，劉煥興

(1.海裝北京局第三代表室，北京 100081;2.北京特種機(jī)械研究所，北京 100143)

0 引言

發(fā)射箱可以為導(dǎo)彈提供較好的自然環(huán)境，對(duì)導(dǎo)彈起到保護(hù)作用，且在箱彈之間的適配器或某些彈性裝置可以為導(dǎo)彈的初始彈道提供較好的動(dòng)力學(xué)環(huán)境，因此，近年來，箱式導(dǎo)彈發(fā)射應(yīng)用越來越廣泛[1-2]。導(dǎo)彈箱式熱發(fā)射過程產(chǎn)生的高溫高速燃?xì)饬鲌鲈谙鋬?nèi)受限空間排導(dǎo)，會(huì)對(duì)導(dǎo)彈及發(fā)射裝置產(chǎn)生熱力載荷，研究箱式導(dǎo)彈發(fā)射過程的熱力載荷可以指導(dǎo)導(dǎo)彈和發(fā)射裝置的設(shè)計(jì)。

Souraseni[3]對(duì)導(dǎo)彈傾斜熱發(fā)射過程燃?xì)饬鲗?duì)導(dǎo)流器的熱效應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算。Nakai[4]等對(duì)傾斜發(fā)射燃?xì)饬鲌鰧?duì)平板的沖擊效應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算。Yoshinori[5]等對(duì)垂直發(fā)射過程燃?xì)饬鲗?duì)地面的沖擊效應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算。WANG Xi-kun[6]等采用計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)發(fā)射過程的超聲速燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行了仿真，得到燃?xì)饬髯饔迷诎l(fā)射裝置上的力參數(shù)。York[7]等對(duì)導(dǎo)彈垂直熱發(fā)射三維燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行了仿真研究，得到流場的參數(shù)分布以及作用在發(fā)射裝置上的載荷。傅德彬[8]對(duì)導(dǎo)彈同心筒發(fā)射過程的燃?xì)饬鲌鲞M(jìn)行了數(shù)值仿真，得到燃?xì)鈱?duì)同心筒的壓力載荷并與試驗(yàn)進(jìn)行了對(duì)比。姜毅[9]對(duì)同心筒發(fā)射過程的燃?xì)饬鲗?duì)發(fā)射裝置的沖擊進(jìn)行了研究。馬艷麗[10]等采用氣固兩相流對(duì)同心筒發(fā)射過程的燃?xì)饬鲗?duì)同心筒的沖擊進(jìn)行了研究。張英琦[11]等對(duì)同心同發(fā)射過程中收縮段對(duì)發(fā)射燃?xì)饬鲌龅挠绊戇M(jìn)行了計(jì)算。王學(xué)智[12]等對(duì)傾斜發(fā)射導(dǎo)彈燃?xì)饬鲌鰧?duì)發(fā)射箱前蓋的沖擊進(jìn)行了數(shù)值模擬。從公開發(fā)表的文獻(xiàn)來看，對(duì)導(dǎo)彈箱式垂直熱發(fā)射過程的燃?xì)饬鲌龅难芯抗ぷ鏖_展較少。

為了研究箱式導(dǎo)彈熱發(fā)射過程燃?xì)饬鲌鰧?duì)導(dǎo)彈及發(fā)射裝置的影響規(guī)律，采用計(jì)算流體力學(xué)方法，使用FLUENT軟件，將多組分燃?xì)饬鲌龊蛯?dǎo)彈運(yùn)動(dòng)耦合求解，采用域動(dòng)分層動(dòng)網(wǎng)格更新方法[13]模擬了導(dǎo)彈的發(fā)射過程，并與發(fā)射試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。得到了箱式導(dǎo)彈發(fā)射過程中導(dǎo)彈及發(fā)射箱的熱、力載荷分布規(guī)律，為導(dǎo)彈和發(fā)射裝置的設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

1 方法

1.1 物理模型

1.1.1 計(jì)算模型

本文的計(jì)算模型由導(dǎo)彈、尾翼、發(fā)射箱和導(dǎo)流器等組成。圖1所示為計(jì)算模型示意圖。圖2所示為計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格劃分。為了提高精度，整個(gè)計(jì)算區(qū)域采用完全結(jié)構(gòu)化的網(wǎng)格劃分。計(jì)算區(qū)域長50 m，寬5 m，高5 m，網(wǎng)格總數(shù)為500萬。計(jì)算過程中分別對(duì)彈上和發(fā)射箱內(nèi)壁面6個(gè)點(diǎn)進(jìn)行壓力和溫度監(jiān)測。圖3所示為導(dǎo)彈及發(fā)射箱壁面觀測點(diǎn)位置示意圖。

圖2 計(jì)算區(qū)域及網(wǎng)格劃分Fig.2 Computational zone and mesh partition

圖3 導(dǎo)彈及發(fā)射箱內(nèi)壁面觀測點(diǎn)示意圖Fig.3 Scheme of the monitors at the missile and container inside surface

1.1.2 邊界條件

噴管入口邊界采用壓力入口，總壓在20 ms線性上升到6 MPa，總溫為3 000 K。箱外燃?xì)馍淞鞯倪吔鐥l件為壓力遠(yuǎn)場，環(huán)境壓力為101 325 Pa，來流馬赫數(shù)為0，溫度為300 K。

1.1.3 壁面?zhèn)鳠崮Ｐ?/p>

導(dǎo)彈發(fā)射過程中，發(fā)射箱壁面和導(dǎo)彈殼體兩側(cè)為高溫燃?xì)馍淞骰颦h(huán)境氣流，需對(duì)壁面與流體的換熱和殼體內(nèi)部的熱傳導(dǎo)情況進(jìn)行計(jì)算[14]。在本文研究中，使用對(duì)流換熱方式處理壁面和高溫燃?xì)饧碍h(huán)境氣流的熱量交換，使用熱傳導(dǎo)模型計(jì)算殼體內(nèi)部的熱量傳遞情況。圖4所示為殼體壁面與流體之間的換熱示意圖。將壁面?zhèn)鳠釛l件定義為對(duì)流傳熱，可以使用外部對(duì)流換熱系數(shù)和外部氣流的溫度來計(jì)算通過壁面的熱流率qf為

qf=hf(Tw-Tf)，

(1)

式中:hf為外部對(duì)流換熱系數(shù);Tw為壁面溫度;Tf為流體的當(dāng)?shù)販囟取?/p>

圖4 殼體壁面與流體之間的換熱示意圖Fig.4 Scheme of the thermal transfer between the wall and the fluid

壁面內(nèi)部的固體區(qū)域也存在熱量交換，由固體單元向壁面?zhèn)鬟f的熱流率qs為

(2)

式中：ks為固體材料的導(dǎo)熱系數(shù)；Ts為固體單元的當(dāng)?shù)販囟龋沪為固體單元到壁面的距離。

1.2 計(jì)算方法

1.2.1 組分輸運(yùn)方程

燃?xì)饬魇嵌嘟M分的混合氣體，總密度是各組分質(zhì)量密度之和，總壓力是各組分分壓之和。

(3)

i組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)Yi和摩爾分?jǐn)?shù)Xi分別為

(4)

多組分氣體混合物及其各組分服從理想氣體的狀態(tài)關(guān)系，即

pi=ρiRT/Mi=niRT.

(5)

得到平均分子量M與各組分分子量Mi、質(zhì)量分?jǐn)?shù)Yi與摩爾分?jǐn)?shù)Xi之間的關(guān)系為

M=∑XiMi,Xi=YiM/Mi.

(6)

多組分氣體的定壓比熱Cp可以通過式(7)獲得

(7)

多組分燃?xì)饬鲌鲋械?種宏觀速度之間的關(guān)系式為

vir=vi-v

,

(8)

式中:v為混合氣體相對(duì)于靜止坐標(biāo)系的速度；vi為i組分相對(duì)于靜止坐標(biāo)系的速度；vir為i組分相對(duì)于混合氣體的運(yùn)動(dòng)速度。

與上述3種線性速度相對(duì)應(yīng)的有3種物質(zhì)流。ρv=g是混合氣體總物質(zhì)流；ρivi=gi是i組分物質(zhì)流；ρivir=Ji是i組分?jǐn)U散流。

i組分相對(duì)于靜止坐標(biāo)系運(yùn)動(dòng)的物質(zhì)流等于該組分相對(duì)于混合氣體的擴(kuò)散物質(zhì)流加上混合氣體所攜帶的該組分物質(zhì)流

gi=ρivi=Ji+Yiρv=ρivir+ρiv,

(9)

同時(shí)混合物物質(zhì)流是各組分物質(zhì)流之和。

g=ρv=∑gi=∑ρivi=
∑ρiVi+v∑ρi=∑ρivir+ρv，

(10)

因此可以得到

∑ρivir=0.

(11)

在多組分流場中，同時(shí)存在質(zhì)量交換、動(dòng)量交換和能量交換過程。另外，由于流場中有濃度梯度、速度梯度和溫度梯度，因而產(chǎn)生質(zhì)量交換的擴(kuò)散現(xiàn)象、動(dòng)量交換的摩擦現(xiàn)象和能量交換的傳熱現(xiàn)象。這些物理量的關(guān)系表示為費(fèi)克擴(kuò)散定律、牛頓粘性定律和傅里葉導(dǎo)熱定律[15]。

1.2.2 導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)方程

導(dǎo)彈發(fā)射過程中沿發(fā)射箱軸向運(yùn)動(dòng)，軸線方向上受到發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)推力、彈頭空氣壓強(qiáng)阻力、彈底所受作用力、重力和摩擦力等5個(gè)力[16-17]。導(dǎo)彈加速度根據(jù)牛頓第二定律由導(dǎo)彈受力進(jìn)行計(jì)算，合外力公式可采用

(12)

t時(shí)刻的導(dǎo)彈沿軸線方向的速度vt和位移lt分別由式(13)，(14)求得，其中Δt為時(shí)間步長。

vt=vt-Δt+(F/M)Δt,

(13)

lt=lt-Δt+vt·Δt.

(14)

式(13)和式(14)給出導(dǎo)彈在任一時(shí)刻的運(yùn)動(dòng)速度，并由相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)邊界更新網(wǎng)格，計(jì)算新網(wǎng)格下的流場參數(shù)分布，從而達(dá)到計(jì)算導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中非定常流場的目的。

1.2.3 計(jì)算方法

采用有限體積法對(duì)燃?xì)饬鲌隹刂品匠踢M(jìn)行求解；采用一階迎風(fēng)格式對(duì)流場控制方程進(jìn)行離散[18]；使用基于密度算法的隱式求解器進(jìn)行求解，湍流模型選用RNGk-ε模型[19]，物面邊界采用無滑移壁面邊界條件，近壁面湍流計(jì)算采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法處理。

2 結(jié)果與討論

2.1 計(jì)算方法試驗(yàn)驗(yàn)證

在導(dǎo)彈發(fā)射試驗(yàn)中，對(duì)發(fā)射箱內(nèi)壁面Pbox1和Pbox6在發(fā)射過程中的溫度和壓力進(jìn)行了測試。圖5所示為點(diǎn)Pbox1仿真與試驗(yàn)溫度隨時(shí)間變化對(duì)比曲線。由曲線可知，發(fā)射過程中，溫度變化趨勢基本一致，導(dǎo)彈在箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)過程中(0.14 s之前)，箱內(nèi)溫度一直升高，導(dǎo)彈出箱后開始下降。

圖5 Pbox1試驗(yàn)與仿真溫度曲線對(duì)比Fig.5 Contrast of the experimental and simulative temperature of Pbox1

圖6所示為點(diǎn)Pbox6仿真與試驗(yàn)壓力隨時(shí)間變化對(duì)比曲線。由曲線可知，壓力趨勢一致，試驗(yàn)測試壓力振蕩現(xiàn)象較仿真明顯，導(dǎo)彈在箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)過程中由于負(fù)壓作用箱內(nèi)壓力基本為負(fù)壓，導(dǎo)彈出箱后，箱內(nèi)壓力上升。

圖6 Pbox6試驗(yàn)與仿真壓力曲線對(duì)比Fig.6 Contrast of the experimental and simulative pressure of Pbox6

2.2 導(dǎo)彈熱力載荷分析

圖7所示為導(dǎo)彈壁面Procket1～Procket6點(diǎn)的溫度隨時(shí)間變化的曲線。由曲線可知，導(dǎo)彈底部的Procket1點(diǎn)的溫度在0.001 5 s左右出現(xiàn)一個(gè)775 K的溫度峰值，這是因?yàn)槌跏键c(diǎn)火時(shí)刻燃?xì)鈴膰姽車姵?，壓縮空氣，產(chǎn)生一個(gè)壓縮波，作用在彈尾部，導(dǎo)致溫度升高，之后溫度迅速下降，到0.02 s時(shí)刻基本下降為300 K且一直保持變化較小。彈上其余觀測點(diǎn)的溫度在導(dǎo)彈整個(gè)運(yùn)動(dòng)過程中基本都保持在300 K左右，各觀測點(diǎn)在導(dǎo)彈尾部出箱的過程中由于截面突變，產(chǎn)生擾動(dòng)，溫度會(huì)有較小的波動(dòng)，之后恢復(fù)為300 K，燃?xì)饬骰緹o反噴。

圖7 彈上各監(jiān)測點(diǎn)的溫度隨時(shí)間變化曲線Fig.7 Missile monitor temperature curve along with the time

圖8所示為導(dǎo)彈壁面Procket1～Procket6的壓力隨時(shí)間的變化曲線。由曲線可知，點(diǎn)火瞬間，各觀測點(diǎn)出現(xiàn)一個(gè)較小的壓力峰值，最大為0.102 MPa，之后壓力迅速下降，導(dǎo)彈在箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)過程中，彈表面的壓力基本為負(fù)壓，這主要是由于燃?xì)饬鲌龅某曀倭鲃?dòng)引起的引射作用導(dǎo)致的，觀測點(diǎn)越靠近彈底部，引射作用越明顯，各點(diǎn)的引射作用隨著導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)而增強(qiáng)，Procket1點(diǎn)最低壓力為0.066 MPa。彈體尾部約0.14 s左右出箱，各觀測點(diǎn)導(dǎo)彈截面出箱以后，壓力迅速升高，最高達(dá)到0.103 MPa，之后隨著導(dǎo)彈原理發(fā)射箱，導(dǎo)彈表面的壓力基本維持在一個(gè)大氣壓左右。

圖8 彈上各點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化的曲線Fig.8 Missile monitor pressure curve along with the time

圖9所示為發(fā)射箱出口附近的流場跡線圖。由圖可知，箱口的流場速度為流向向內(nèi)部方向，存在引射現(xiàn)象，會(huì)導(dǎo)致彈表面的負(fù)壓。

圖9 發(fā)射箱出口附近的流場跡線Fig.9 Flowfield trace about the launching container exit

2.3 發(fā)射裝置熱力載荷分析

圖10所示為發(fā)射箱壁面Pbox1～Pbox6的溫度隨時(shí)間變化的曲線。由曲線可知，箱內(nèi)部的溫度變化分4個(gè)階段：第1階段，導(dǎo)彈箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)，發(fā)射箱內(nèi)壁面下部的4個(gè)點(diǎn)溫度隨著導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)而升高，溫度升高越明顯，彈底部的測點(diǎn)Procket1最高溫度達(dá)到1 130 K，導(dǎo)彈尾部出箱時(shí)刻(0.14 s)發(fā)射箱內(nèi)壁面溫度達(dá)到最大值，而箱內(nèi)上部的2個(gè)觀測點(diǎn)Pbox5和Pbox6受引射作用較小，導(dǎo)彈在箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)，Pbox5和Pbox6的溫度基本為300 K；第2階段，導(dǎo)彈箱外亞臨界運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，0.14～0.15 s箱內(nèi)溫度下降，這是因?yàn)榇藭r(shí)燃?xì)饬魈幱趤喤R界狀態(tài)，燃?xì)饪梢皂樌麖陌l(fā)射箱排導(dǎo)出去，因此溫度降低；第3階段，超臨界運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，0.15～0.2 s，燃?xì)饬魈幱诔R界狀態(tài)，隨著燃?xì)饬鬟吔鐓^(qū)的擴(kuò)散，高溫燃?xì)鉄o法順利從發(fā)射箱排導(dǎo)，形成旁泄流，導(dǎo)致箱內(nèi)壁面的溫度升高；第4階段，導(dǎo)彈遠(yuǎn)離發(fā)射箱狀態(tài)，隨著導(dǎo)彈繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，0.2 s之后，燃?xì)馍淞鲗?duì)發(fā)射箱的影響越來越小，發(fā)射箱內(nèi)壁面的溫度逐漸降低。

圖10發(fā)射箱上點(diǎn)溫度隨時(shí)間變化曲線Fig.10 Container monitor temperature curve along with the time

圖11所示為發(fā)射箱上的觀測點(diǎn)Pbox1～Pbox6的壓力隨時(shí)間變化的曲線。由曲線可知，導(dǎo)彈發(fā)射過程中箱內(nèi)由于燃?xì)饬鞯囊渥饔?，基本為?fù)壓，導(dǎo)彈尾部的噴管運(yùn)動(dòng)到該觀測點(diǎn)截面附近時(shí)，觀測點(diǎn)壓力降低到最小，這是因?yàn)閲姽苓\(yùn)動(dòng)到該位置時(shí)，該處的燃?xì)馑俣茸畲螅瑢?dǎo)致引射作用明顯，壓力降低明顯。噴管過了觀測點(diǎn)以后，0.15 s之前，觀測點(diǎn)的壓力逐漸上升，0.15 s之后，燃?xì)饬饔蓙喤R界變?yōu)槌R界狀態(tài)，形成部分旁泄流，壓力下降，形成一個(gè)波谷，隨著導(dǎo)彈遠(yuǎn)離發(fā)射箱，發(fā)射箱內(nèi)壁面溫度逐漸升高為一個(gè)大氣壓。

圖11 發(fā)射箱上點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.11 Container monitor pressure curve along with the time

2.4 發(fā)射過程流場分析

圖12所示為導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中典型時(shí)刻對(duì)稱面的溫度云圖。由圖可知，導(dǎo)彈發(fā)射過程中燃?xì)饬鲝膰姽車姵?，形成馬赫波系，導(dǎo)彈出箱之前，燃?xì)馍淞髟诎l(fā)射箱發(fā)生壅塞，箱內(nèi)溫度升高，隨著導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)，尾部空間逐漸增大，燃?xì)馀艑?dǎo)順暢，箱內(nèi)溫度降低。隨著導(dǎo)彈的繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，0.15 s之后，燃?xì)饬鳠o法全部從發(fā)射箱排出，產(chǎn)生旁泄流，發(fā)射箱處于射流的邊界區(qū)，發(fā)射箱溫度有小幅升高，隨著導(dǎo)彈逐漸遠(yuǎn)離發(fā)射箱，箱內(nèi)溫度降低。

圖12 導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中對(duì)稱面溫度云圖Fig.12 Symmetry temperature contour of the missile movement

圖13所示為導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中典型時(shí)刻對(duì)稱面的速度云圖。由圖可知，0.1 s之前，噴管尾部的馬赫盤在受限空間受到干擾，出現(xiàn)射流分離現(xiàn)象，高速射流沖擊到導(dǎo)流器，速度滯止，并在導(dǎo)流器作用下產(chǎn)生貼壁射流。隨著導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)，噴管尾部空間增大，射流基本不受發(fā)射箱邊界的影響。

圖13 導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中對(duì)稱面速度云圖Fig.13 Symmetry velocity contour of the missile movement

圖14所示為導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中典型時(shí)刻對(duì)稱面的壓力云圖。由圖可知，在射流核心區(qū)，由于膨脹波和壓縮波的相交，在噴管尾部形成高低壓場，在發(fā)射箱內(nèi)部的上半部分，由于引射作用形成負(fù)壓區(qū)。導(dǎo)彈出箱后，隨著導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)，箱內(nèi)壓力逐漸增大。

圖14 導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)過程中對(duì)稱面壓力云圖Fig.14 Symmetry pressure contour of the missile movement

3 結(jié)論

本文對(duì)導(dǎo)彈箱式垂直熱發(fā)射過程燃?xì)饬鳑_擊效應(yīng)進(jìn)行了研究，得到以下結(jié)論：

(1) 將監(jiān)測點(diǎn)的壓力和溫度與發(fā)射試驗(yàn)進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果趨勢吻合較好，說明該方法可以用于計(jì)算導(dǎo)彈箱式垂直熱發(fā)射過程燃?xì)饬鲌觥?/p>

(2) 導(dǎo)彈在箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)過程中，受到燃?xì)饬饕渥饔?，彈表面基本為?fù)壓，監(jiān)測點(diǎn)越接近彈尾部，壓力越低，Pbox1點(diǎn)壓力最小為0.066 MPa，各測點(diǎn)導(dǎo)彈截面出箱以后，壓力迅速升高為一個(gè)大氣壓，之后基本保持不變。

(3) 初始點(diǎn)火時(shí)刻，形成壓縮波，會(huì)對(duì)彈尾部產(chǎn)生一個(gè)775 K的溫度峰值，之后整個(gè)彈體表面的溫度基本為300 K左右，各觀測點(diǎn)在導(dǎo)彈尾部出箱的過程中由于截面突變，產(chǎn)生擾動(dòng)，溫度會(huì)有較小的波動(dòng)，之后恢復(fù)為300 K。

(4) 箱式垂直導(dǎo)彈發(fā)射過程中，發(fā)射箱的溫度變化分為4個(gè)階段：第1階段，導(dǎo)彈箱內(nèi)運(yùn)動(dòng)階段，箱內(nèi)溫度隨著導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)而升高，最高達(dá)到1 130 K；第2階段，導(dǎo)彈箱外亞臨界運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，箱內(nèi)溫度下降；第3階段，超臨界運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，燃?xì)饬鳠o法全部從發(fā)射箱排出，形成旁泄流，導(dǎo)致箱內(nèi)壁面的溫度升高；第4階段，導(dǎo)彈遠(yuǎn)離發(fā)射箱狀態(tài)，發(fā)射箱內(nèi)壁面的溫度逐漸降低。

(5) 箱式垂直導(dǎo)彈發(fā)射過程中，導(dǎo)彈發(fā)射過程中，箱內(nèi)壓力基本為負(fù)壓，噴管運(yùn)動(dòng)至觀測點(diǎn)截面附近時(shí)，觀測點(diǎn)壓力降至最低，之后壓力緩慢升高，0.15 s之后，壓力下降，形成一個(gè)波谷，隨著導(dǎo)彈遠(yuǎn)離發(fā)射箱，發(fā)射箱內(nèi)壁面壓力逐漸升高為一個(gè)大氣壓。

(6) 箱式垂直導(dǎo)彈發(fā)射過程中，導(dǎo)彈表面基本為負(fù)壓，導(dǎo)彈表面的溫度在初始時(shí)刻有個(gè)峰值，之后一直處于常溫狀態(tài)；發(fā)射箱基本經(jīng)歷溫度升高、降低、升高再降低等4個(gè)階段，發(fā)射箱壓力基本由負(fù)壓慢慢增大至一個(gè)大氣壓。