同心筒内受限燃气流动振荡机理与建模

The Concentric Canister Launcher (CCL) is important equipment for missile launching from naval ships and submarines currently and in the future. The Oscillation of exhausted gas flow in the CCL, which is mainly produced by the dual throat flow, supersonic jet impinging and the movement of the missile, significantly affects the launching power, the overload on the missile and the pressure load on the launcher. To reveal the mechanism of exhausted gas flow oscillation in the CCL, the present work firstly investigates the mechanism of coupled flows in the nozzle tube and launcher tube, with presenting the instability of supersonic jet impinging in a restricted region. Cold jet experiments and numerical simulations based on DES are used to achieve this aim. Secondly, these experiments and Computational Fluid Dynamic (CFD) are also utilized to analyze the oscillation of gas flow with the movement of missile. In the last, the quantificational correlation between the exhausted gas flow and primary effect factors will be obtained in this research, and then a theoretical model will be put forward to represent the dual throat flow in the CCL. This work could promote the development of the launching technology from CCL, as well as relevant technologies such as vertical takeoff and landing aircraft，spacecraft landings and takeoff on planetary bodies, and so on.

同心筒是目前和未来舰面、水下导弹热发射的主要结构形式。同心筒内的燃气流动受双喉道流动形态、受限空间超声速射流冲击和弹体运动过程影响，表现出显著的振荡特征，对发射动力、弹体过载和发射装置载荷产生重要作用。为此本课题以同心筒内燃气流动为研究对象，以揭示筒内受限燃气流动的振荡机理为主要目标。研究首先利用基于冷气射流实验和DES数值模拟方法研究筒内燃气双喉道耦合流动机制，并明确受限空间内超声速射流冲击的振荡规律和机理；其次结合模拟实验和计算流体力学方法分析弹体运动非定常过程对燃气流动振荡过程的影响；最后通过数据分析获得筒内燃气流动状态与关键影响参数之间的定量关系，建立筒内燃气流动过程分析的理论模型。本研究能够为同心筒发射技术的进一步发展奠定科学基础，也对飞行器垂直或短距离起降、行星表面着陆与起飞等与受限燃气流动有关的技术具有参考价值。

同心筒是目前和未来舰面、水下导弹热发射的主要结构形式。同心筒内的燃气流动受双喉道流动形态、受限空间超声速射流冲击和弹体运动过程影响，表现出显著的振荡特征，对发射动力、弹体过载和发射装置载荷产生重要作用。本项目以同心筒内燃气流动为研究对象，以揭示筒内受限燃气流动的振荡机理为主要目标。研究首先利用同心筒冷气射流实验和数值计算研究筒内燃气双喉道耦合流动机制，明确受限空间内超声速射流冲击的振荡规律和机理；其次结合搭载发射实验和非定常流动计算研究弹体运动对燃气流动振荡过程的影响；最后通过分析筒内燃气流动状态与关键影响参数之间的关联关系，建立同心筒发射燃气流动状态和初始弹道的理论计算模型。研究结果表明，同心筒内气流振荡可归结为三类不同气流状态引起的振荡现象，一是超声速射流流动的湍流混合以及射流冲击自激特性引起的高频低幅震荡，这类震荡是产生筒内射流噪声的主要因素；二是超声速射流马赫波结构与射流冲击高度耦合产生的低频高幅震荡，这类震荡是引起同心筒内载荷振荡变化的主要因素；三是双喉道流动雍塞效应引起的流量变化和平均压强震荡，这类震荡是影响同心筒增推作用力振荡变化的主要因素。受第二类和第三类因素影响，发射过程燃气流动效应可分为如下几个阶段：一是初始冲击波作用和射流形成阶段，这一阶段由燃气流产生至排导出筒的过程决定，持续时间较短；二是近场冲击阶段，这一阶段燃气流在同心筒底部的冲击具有显著的超声速射流近场冲击结构，弹体运动速度较低，因此在同心筒间隙入口、间隙出口均存在雍塞现象，因此也可称为双雍塞阶段；三是远场冲击阶段，这一阶段燃气流在同心筒底部的冲击作用减弱，在间隙入口的雍塞现象转变为亚声速的收缩管道流动，但受间隙摩擦流动影响，在间隙出口依然存在雍塞现象，也此也可称为单雍塞阶段；四是无雍塞阶段，随着冲击距离的进一步增加和弹体运动速度的增加，燃气流在同心筒内不再出现雍塞现象，此时燃气流的低频震荡效应基本消失，燃气作用载荷、增推作用力均逐渐降低。 本项目的开展，能够为同心筒发射技术的进一步发展奠定科学基础，也对飞行器垂直或短距离起降、行星表面着陆与起飞等与受限燃气流动有关的技术具有支撑价值。