本计算工况基本情况为：双面导流，平地发射，计算域X 向范围为−10～51 m，Z 向范围为0～40 m，Y 向范围为−1.6～10 m，导弹飞行高度0 m，发射车计算长度5 m，具体如下：

1. 模型介绍

双面导流装置结构示意图如图5.147 所示。

图5.147　双面导流装置结构示意图

2. 计算模型及网格

流场计算区域如图5.148 所示。

图5.148　流场计算区域

流场区域中，坐标原点在发射车后导流装置回转轴与发射车对称面交界点，在发射车对称面内指向后部为X 轴正向，指向上为Y 轴正向，Z 轴正向符合右手定则，如图5.149 所示。

图5.149　流场内坐标系及坐标原点位置示意图

发射装置模型及网格分布如图5.150 所示，其中发射车由保温舱、仪器舱、轮胎等组成。

图5.150　发射装置模型及网格分布

为了对网格分布有一个更清楚的了解，图5.151 给出了整个流场区域的网格分布，包括导弹与地面上的网格分布以及发射车附近的网格分布。

图5.151　导弹飞行高度及地面网格分布

3. 初边值条件

1） 初始条件

在进行数值仿真之前，必须对流场进行初始化，即所谓的初始条件。本次数值计算中，整个初始流场取外边界条件，即取周围静止大气的参数：P = 101 325 Pa，T = 300 K，v = 0 m/s，同时导弹喷管处给定初始条件压力为5.4 MPa，温度为3 600 K。

2） 边界条件

本次仿真计算中，计算区域的边界条件有压力入口边界条件、压力出口边界条件、对称边界条件以及壁面边界条件。

（1）压力入口边界条件。压力入口边界条件即发动机喷管入口处的条件，主要是发动机的P−t 曲线以及燃烧室总温，这些是由任务书给出的。导弹飞行到0 m 高度时，发动机总压取5.4 MPa。发动机燃烧室的总温为T = 3 600 K。

（2）压力出口边界条件。取自排筒外区域的外边界采用压力出口边界条件，指定一个出口静压用于亚声速出口边界，对于超声速出口边界，采用二阶外推。

（3）对称边界条件。对于面对称几何体，其对称面要设定为面对称边界条件。面上任意一点处的变量的值取其相邻网格单元的值。

（4）壁面边界条件。在数值模拟的过程中，导弹表面、发动机表面、发射车、地面等固壁处采用壁面边界条件。壁面边界条件中，物面边界采用无滑移壁面和绝热壁面边界条件，近壁面湍流计算采用标准壁面函数法处理。

4. 仿真结果

1）流场整体结果

本部分给出整个流场内的温度、速度分布和对导弹发射流场整体的、直观的印象，为后面分析燃气射流对发射车、导弹以及环境的影响打下基础。

温度云图

图5.152 中蓝色区域为低温区域，红色区域为高温区域，从图中可以看出流场内最高温度位于喷管内部。从温度云图上可以直观看出燃气射流在平行于车的方向上几乎没有影响，可见导流槽导流效果显著。从图5.153 中可以看到沿燃气射流导流方向，燃气射流沿地面扩散到流场边界，并且燃气射流在垂直地面高度方向上有一定的升高，因此对安全发射空间来说，其要求较高。

图5.152　Z = 0 m 平面上的温度云图（见彩插）

图5.153　X = 1.04 m 平面上的温度云图（300～1 000 K）

速度云图

图5.154 和图5.155 为全流场内两个截面上的射流流速分布，最高流速为2 700 m/s，位于导弹喷管出口处，并且从速度云图上也可以看出导流槽排导效果明显。

图5.154　Z = 0 m 平面上的速度分布

2）对发射车的影响

温度云图

图5.156 为发射车上的温度分布，图中红色表示高温，蓝色表示低温，最高温度为852 K，温度最高的地方位于支腿处。其主要是由燃气射流在导流槽出口处的膨胀引起，与导流槽的导流长度和型面有关。在工程设计时应同时对导流槽的长度与发射车的可用空间等综合考虑加以优化。

压力及受力(www.daowen.com)

图5.157 为发射车上的压力分布，最高压力为表压0.02 个大气压，图中红色表示高压区域，蓝色表示低压区域。从图5.157 中可以看出，最高压力位于发射车尾部。

图5.155　X = 1.04 m 平面上的速度分布

图5.156　发射车上的温度分布（见彩插）

图5.157　发射车上的压力分布（见彩插）

图5.158 中最大压力为6.67 e + 05 Pa，位于导流器中间位置，是射流冲击最为严重的位置，也是整个流场中环境最恶劣的位置，同时此处燃气射流的烧蚀影响也最严重，是关键的防护区域。

表5.9 为发射装置的受力分析，给出了对发射车燃气流场作用的定量分析。（注：X 向受力即发射车水平方向受力，向前推发射车的力为负值；Y 向受力即向下压发射装置的力，向下值为负。）通过对发射车的仿真分析，可以总结出以下结论。

表5.9　发射装置的受力分析

图5.158　发射台及导流器上的压力分布

发射车上最高温度为850 K 左右，位于支腿处，因此在对发射车优化设计或者做热防护时应重点考虑。

发射车上最高压力为0.02 个大气压，主要作用在发射车尾部，压力作用效果不明显。

射流对发射车X 向作用力为3.38 kN，向下压发射装置（车、发射台、导流器）的力为256.1 kN，因此对发射台的路面硬度标准有一定要求。

3）对导弹的影响

从图5.159 和图5.160 两幅云图中可以看出该工况下，射流没有对导弹产生影响，弹体上（除底部靠近发动机出口处外）压力为表压0，温度为环境温度300 K。

4）对环境的影响

温度云图

图5.161 和图5.162 为地面和地面上的温度分布，发射车附近红色区域温度达到3 180 K，发射车中心向后15 m 处的区域温度升高不明显，发射车侧边向外40 m 位置处仍有局部地方温度为600 K 左右。图5.161 和图5.162 可大致提供导弹发射时的安全距离标准。

图5.159　导弹上的温度分布（300～600 K）

图5.160　导弹上的压力分布（101 325～102 000 Pa）

图5.161　地面温度分布（300～700 K）（见彩插）

图5.162　地面上温度分布（300～3 180 K）（见彩插）

（注：图中上部X = 1.04 m 位置为导弹中心所在位置，X = 11.04 m 指导弹中心向后10 m 位置。）

表5.10 为地面各点温度值。

表5.10　地面各点温度值

注：温度单位均为K，坐标单位均为m。

从表5.10 中可以看出，地面上从发射台中心向后10 m 以外的区域内各点温度均低于600 K，燃气流受导流槽导流效果显著。

压力云图

从图5.163 中可以看出该工况下，地面的最高压力为1.30 e + 05 Pa（表压0.3 个大气压），作用在发射台附近，距离发射台5 m 以外区域地面压力均为1 个大气压。

图5.163　地面压力分布

小结

（1）发射台向后15 m 以外区域温度升高不明显。

（2）发射台侧边向外40 m 位置处大部分位置温度低于600 K，但仍有局部地方温度高于600 K。

（3）地面压力最大值为表压0.3 个大气压，作用在发射台附近，距离发射台5 m 以外区域地面压力均为1 个大气压。

通过仿真分析可以得到，燃气射流受双面排导作用，排导效果显著，对发射车的影响主要集中在车尾位置处，如该处的支腿。燃气射流作用以烧蚀为主，压力作用效果微弱，可以忽略；对于导弹，燃气射流几乎不存在影响，对于发射环境来说，燃气射流的高温作用显著，并且作用范围较大，应重点考虑，同时由于导流槽承受了燃气流的正冲击，因此导流槽受力最大，对导流槽安装位置处的地面硬度有一定的要求。