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【摘 要】针对某型发射箱易碎盖的CFD流体力学仿真分析，给出易碎盖在发动机火焰喷射过程中的实际动作情况，为后续易碎盖结构优化设计奠定了良好基础。
1 引言
近年来，国内外重点加强了设计制造方法学的研究，提出通过CFD数值模拟计算来评价和优化设计方案，目前高精度CFD数值模拟广泛应用于汽车工业、飞行器气动外形设计及机械内流场的数值模拟，在获得直观快捷结果的同时大幅减少了计算工作量。为此，本文通过CFD数值模拟方法对发射箱易碎盖的气动特性与流场进行仿真分析，这样既可以提高设计精度、避免不必要的损失，又为该发射箱易碎盖的结构优化设计奠定了良好基础。
2 计算模型
计算时，模型作如下简化，忽略导轨、翼面和外挂件的影响，将模型转化为轴对称模型。计算模型主要包括：发射箱体、弹体、发动机喷管、发射箱前后易碎盖以及发射箱后端的计算区域，具体计算模型如图1。由于理论模型简化为轴对称模型，所以在计算时可以采用1/4模型进行仿真分析，计算区域内的网格均为结构化网格，网格总数为210万，1/4网格模型如图2所示。
20℃时入口压力随时间变化的P-t（单位：Mpa-s）曲线见式（1），该曲线是以发动机压力曲线拟合得到的，曲线以0ms为起始零点，85ms为结束点进行拟合，拟合压力曲线如图3所示，并将拟合曲线采用fluent编译语言编制压力曲线udf。
边界条件：采用基于压力瞬态计算，喷管入口作为计算区域的入口，设定为压力入口边界，环境压力设置为101325Pa，入口总压设置为尾喷管压力拟合udf，静压设置为101325Pa，入口温度设定为恒定温度2700K。箱体、弹体、发射箱前后盖均设为无滑移壁面边界，发射箱后盖开盖之后为内部计算区域，后端计算区域的外边界为压力出口边界条件，整个计算过程采用k-e、RNG方程，采用all zones进行初始化计算域。
3 計算结果
整个计算过程前后盖的平均压力随时间变化的曲线分别见图4、图5所示。
约1ms时，发动机喷管射流的压力传到后盖，气流受到压缩，产生压缩波，同时，由于后盖的反射，压缩波在发射箱内向前传播。1ms时的压力、马赫数、温度云图如图6、7、8所示。
13ms时，后盖反射的压缩波传到前盖，13ms时的压力、马赫数、温度云图如图9、10、11所示，36.2ms时，后盖的平均压力约为216kPa，后盖达到破坏压力（后盖破坏压力不小于200kPa），后盖破碎，发射箱后盖边界条件变为内部计算区域，36.2ms时的压力、马赫数、温度云图如图12、13、14所示。同时，压缩波在发射箱内继续向前传播。
假设前盖到达破坏压力后不破碎，继续进行计算，在后盖开盖前瞬间所反射的最后一道压缩波传递到前盖，压缩波在前盖叠加，使前盖的平均压力达到最大值为258kPa（后盖破坏压力不小于150kPa），随后前盖压力逐渐降低，约55ms左右时压力小于0kPa，55ms时的压力、马赫数、温度云图如图21、22、23所示。
4 结论
随着发射箱内部压力的增加首先将后易碎盖冲破，然后利用发动机火焰反冲力将钱易碎盖冲破，通过本文的分析为该发射箱的易碎盖机构优化设计提供良好的基础。
参考文献：
[1]丰松江. 液体火箭发动机燃烧动力学模型与数值计算[M].北京：国防工业出版社，2011。
[2]庄逢辰.液体火箭发动机喷雾燃烧的理论、模型及应用[M].长沙：国防科技大学出版社，1995。
作者简介：
张道配，男，汉，河南省濮阳县，1988年3月29日，研究生，工程师。主要研究方向或者从事工作：军工产品总体结构设计。
叶建国，男，汉，江苏连云港市，1982年10月2日，研究生，副高级工程师。主要研究方向或者从事工作：军工产品结构及强度设计。
（作者单位：贵州航天风华精密设备有限公司）
1 引言
近年来，国内外重点加强了设计制造方法学的研究，提出通过CFD数值模拟计算来评价和优化设计方案，目前高精度CFD数值模拟广泛应用于汽车工业、飞行器气动外形设计及机械内流场的数值模拟，在获得直观快捷结果的同时大幅减少了计算工作量。为此，本文通过CFD数值模拟方法对发射箱易碎盖的气动特性与流场进行仿真分析，这样既可以提高设计精度、避免不必要的损失，又为该发射箱易碎盖的结构优化设计奠定了良好基础。
2 计算模型
计算时，模型作如下简化，忽略导轨、翼面和外挂件的影响，将模型转化为轴对称模型。计算模型主要包括：发射箱体、弹体、发动机喷管、发射箱前后易碎盖以及发射箱后端的计算区域，具体计算模型如图1。由于理论模型简化为轴对称模型，所以在计算时可以采用1/4模型进行仿真分析，计算区域内的网格均为结构化网格，网格总数为210万，1/4网格模型如图2所示。
20℃时入口压力随时间变化的P-t（单位：Mpa-s）曲线见式（1），该曲线是以发动机压力曲线拟合得到的，曲线以0ms为起始零点，85ms为结束点进行拟合，拟合压力曲线如图3所示，并将拟合曲线采用fluent编译语言编制压力曲线udf。
边界条件：采用基于压力瞬态计算，喷管入口作为计算区域的入口，设定为压力入口边界，环境压力设置为101325Pa，入口总压设置为尾喷管压力拟合udf，静压设置为101325Pa，入口温度设定为恒定温度2700K。箱体、弹体、发射箱前后盖均设为无滑移壁面边界，发射箱后盖开盖之后为内部计算区域，后端计算区域的外边界为压力出口边界条件，整个计算过程采用k-e、RNG方程，采用all zones进行初始化计算域。
3 計算结果
整个计算过程前后盖的平均压力随时间变化的曲线分别见图4、图5所示。
约1ms时，发动机喷管射流的压力传到后盖，气流受到压缩，产生压缩波，同时，由于后盖的反射，压缩波在发射箱内向前传播。1ms时的压力、马赫数、温度云图如图6、7、8所示。
13ms时，后盖反射的压缩波传到前盖，13ms时的压力、马赫数、温度云图如图9、10、11所示，36.2ms时，后盖的平均压力约为216kPa，后盖达到破坏压力（后盖破坏压力不小于200kPa），后盖破碎，发射箱后盖边界条件变为内部计算区域，36.2ms时的压力、马赫数、温度云图如图12、13、14所示。同时，压缩波在发射箱内继续向前传播。
假设前盖到达破坏压力后不破碎，继续进行计算，在后盖开盖前瞬间所反射的最后一道压缩波传递到前盖，压缩波在前盖叠加，使前盖的平均压力达到最大值为258kPa（后盖破坏压力不小于150kPa），随后前盖压力逐渐降低，约55ms左右时压力小于0kPa，55ms时的压力、马赫数、温度云图如图21、22、23所示。
4 结论
随着发射箱内部压力的增加首先将后易碎盖冲破，然后利用发动机火焰反冲力将钱易碎盖冲破，通过本文的分析为该发射箱的易碎盖机构优化设计提供良好的基础。
参考文献：
[1]丰松江. 液体火箭发动机燃烧动力学模型与数值计算[M].北京：国防工业出版社，2011。
[2]庄逢辰.液体火箭发动机喷雾燃烧的理论、模型及应用[M].长沙：国防科技大学出版社，1995。
作者简介：
张道配，男，汉，河南省濮阳县，1988年3月29日，研究生，工程师。主要研究方向或者从事工作：军工产品总体结构设计。
叶建国，男，汉，江苏连云港市，1982年10月2日，研究生，副高级工程师。主要研究方向或者从事工作：军工产品结构及强度设计。
（作者单位：贵州航天风华精密设备有限公司）