超聲速內埋武器分離數值研究*

楊 俊,李 騫,謝云愷,朱建輝,童明波

(南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點實驗室,南京 210016)

超聲速內埋武器分離數值研究*

楊 俊,李 騫,謝云愷,朱建輝,童明波

(南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點實驗室,南京 210016)

旨在為內埋武器的投放安全性,分析了攻角和艙門對開式武器艙流動特性的影響。結合嵌套網格方法并耦合六自由度運動方程研究了內埋式導彈在超聲速條件下的分離軌跡和姿態變化,分析了不同馬赫數對重力投放和彈射投放兩種分離方式導彈分離軌跡的影響。計算結果表明,攻角和艙門不能改變開式武器艙的流動類型;兩種分離方式都能使導彈安全分離,但是重力投放下導彈的俯仰角變化較大,不利于導彈點火發射。

內埋武器艙;分離方式;嵌套網格;六自由度

0 引言

以F-22戰斗機代表的第四代戰斗機集隱身、超聲速巡航、超機動和超視距打擊為一身,越來越受到世界各軍事強國的重視。武器外掛是作戰飛機普遍采用的武器裝載方式,其在飛機飛行時產生的阻力大概占飛機總阻力的30%,而且外掛武器大幅增加戰機的雷達散射截面(RCS),這不利于第四代戰斗機實現超聲速巡航能力和隱身性[1-2]。因此,為了實現超聲速巡航和隱身能力,新一代戰斗機普遍采用了武器內埋的裝載方式。

雖然內埋式武器發射系統能成功解決飛機飛行阻力和雷達反射截面的問題,但是彈艙的空腔流場特性非常復雜,對導彈的姿態和分離軌跡都有很大的影響,稍有不當就很可能造成事故的發生[3]。因此,如何實現導彈從武器艙安全分離是亟待解決的一大難題。文中以某型飛機為參考模型,并對其合理簡化,采用商業軟件CFD-FASTRAN分析了不同馬赫數和有無艙門對武器艙的流動特性的影響;結合嵌套網格方法并耦合六自由度運動方程,對導彈從武器艙中分離的過程進行數值仿真,對比分析了重力投放和彈射投放兩種分離方式下的導彈分離軌跡,研究了不同馬赫數對兩種分離方式的影響。

1 數值方法

1.1 控制方程

考慮網格相對運動的N-S方程為:

(1)

(2)

式中:W為守恒變量;Fc為對流通量;Fv為粘性通量;Qc為源項;Vt為控制體邊界網格法向速度。

文獻[3]指出SSTk-ω模型較好的考慮了逆壓梯度邊界層內湍流剪切應力的輸運,具有壁面受限流動k-ω模型的穩定性和自由剪切流動k-ε模型的準確性,能更好的模擬復雜的流動,特別適合內埋武器艙復雜流場的研究,因此,文中湍流模型選擇SSTk-ω模型研究內埋武器艙空艙流動特性和武器分離特性。

1.2 嵌套網格方法

最近幾十年來,由于各種計算技術的發展,計算流體力學在數值模擬復雜外形的流動問題方面取得了相當大的進展。重疊網格計算允許網格區塊之間的重疊、嵌套或者覆蓋,無需進行復雜的拓撲分區,從而能大大減少網格生成難度。其中,多區重疊網格方法以其獨特的優勢而備受關注[4]。文中采用Chimera方法,首先分別生成武器艙、艙門和導彈網格,然后通過“挖洞”的方式建立各塊網格之間的拓撲關系。

1.3 六自由度方程

文中選擇與載機相連的武器艙為慣性坐標系,用于描述導彈從武器艙分離過程中的質心運動。其中,X軸取逆來流方向為正,Y垂直于X軸取向上為正,Z軸由右手定則確定。用固連于導彈質心的彈體坐標系描述導彈質心的旋轉運動,即俯仰、偏航和滾轉,X軸指向彈體尾部為正,Y軸垂直于X軸取向上為正,Z軸由右手定則確定。剛體運動方程為:

(3)

式中:F為導彈所受的合力(包括氣動力和重力等);M關于導彈質心的力矩;m為導彈質量;v為導彈質心線速度;h為角動量;ω關于導彈質心的角速度。

2 計算模型

研究資料表明,內埋武器艙的形狀尺寸對武器投放具有很大的影響,尺寸選擇不合理會出現機彈非正常分離現象[5]。國外對空艙流動和內埋武器分離的研究投入了大量資金,內容涵蓋了從亞聲速到跨聲速再到超聲速條件下的空艙流動特性、武器分離特性以及武器艙流動控制和噪聲抑制技術,并取得了有價值的研究成果[6-8]。文獻[9]指出武器艙的寬度對武器艙的流場性質影響不大,其流場特性主要由武器艙的長深比(L/D)決定,并依據長深比將武器艙的流動特性分為三類:1)開式流動(L/D<10);2)過渡式流動(1013)。

導彈從內埋武器艙中分離,要求武器艙內壓力梯度較小、分布均勻,如果武器艙前后壓力差較大,可能會導致武器突破粘性剪切層時受到很大的抬頭力矩,造成導彈姿態角急劇變化,不利于導彈的點火發射,甚至導致導彈與載機相碰,從而引發安全事故。此外,在導彈與掛架解除約束之前必須打開艙門,當艙門打開的時候,會阻礙武器艙后部高壓氣流流出,導致后部的壓力增大,增加武器艙前后部的壓力差,因此會使得武器分離變得更困難,危險性增大[10]。

文中的研究模型為L/D=5的某型飛機武器艙,武器艙、導彈和艙門模型如圖1所示。

圖1 武器艙、艙門和導彈網格模型

3 仿真結果與分析

3.1 空艙流動

文中選擇飛行高度H=25 km,Ma=3.5為計算條件,研究了攻角和艙門對武器艙空艙流動特性的影響。

長深比L/D=5,屬于典型的開式流動,武器艙的來流剪切層在武器艙前部發生膨脹,但是并沒有像閉式武器艙那樣直接撞擊武器艙底部,而是直接跨過武器艙并與武器艙后緣相撞形成高壓區。艙內壓力先降低然后沿武器艙長度方向單調增大,并在武器艙后壁達到最大值,整個武器艙內壓力分布較均勻,如圖2所示。

圖2 武器艙底部壓力系數隨攻角變化曲線

從圖2可以看出,隨著來流攻角增大,武器艙底部壓力系數逐漸增大,并且除攻角α=0°帶艙門的情況之外,壓力系數沿武器艙長度方向變化趨勢基本不變。對比圖2(a)和圖2(b),可以看出,在同一攻角下,帶艙門武器艙底部壓力系數要比不帶艙門武器艙壓力系數大。但是攻角對帶艙門的武器艙底部壓力系數沿武器艙長度方向變化趨勢的影響較小。圖3(b)所示為考慮武器艙帶艙門的情況,當高速來流流過武器艙時,會在兩塊艙門前部形成激波,并在武器艙下方形成一塊高壓區,這必然會對導彈從武器艙分離產生很大影響,可能導致導彈在突破剪切層時產生很大的俯仰角,造成導彈在大攻角情況發生失速,甚至導彈與載機發生碰撞,引發安全事故。

圖3 武器艙對稱面壓力云圖

因此,在接下來的導彈分離研究中必須考慮艙門對導彈分離的影響。

3.2 導彈分離數值模擬

內埋武器分離主要有兩種方式:重力投放和彈射投放。其中,重力投放是指導彈在與掛架解除約束后依靠自身重力的作用實現導彈與載機的分離;而彈射投放是指彈射掛架在極短的時間內給予導彈一個初速度,然后導彈與掛架解除約束并在重力的作用下實現其與載機的分離。文中研究了不同的分離方式和不同馬赫數對導彈分離軌跡的影響,兩種分離方式均不考慮武器掛架的影響。文中根據某型彈射掛架的性能參數,采用多項式擬合出導彈在受迫運動中的位移與時間的關系以此模擬彈射掛架工作的動力學過程。

在曲線圖中,X、Y、Z分別為導彈質心在相應坐標方向上的位移;pitch angle、roll angle、yaw angle分別對應俯仰角、滾轉角和偏航角。

從圖4和圖5可以看出馬赫數對兩種分離方式的影響有顯著區別:馬赫數對彈射分離導彈的分離軌跡幾乎沒有影響,這是由于彈射投放賦予導彈Y方向向下一定的初速度,使得導彈能迅速突破剪切層并與載機分離,并且在這期間導彈X和Z向位移以及俯仰角、滾轉角和偏航角的變化很小幾乎可以忽略,在圖4和圖5中表現為一條直線;而隨著馬赫數逐漸增大,來流的動壓也逐漸增大,導彈在X和Y方向所受的氣動力也逐漸增大,所以隨著馬赫數增大同一時刻高馬赫數下導彈質心X位移要比低馬赫數的要大,即高馬赫數下X方向的速度分量要大于低馬赫數下X方向速度分量,而Y方向的導彈質心位移和速度則與之相反,如圖4(a)和圖4(b)所示。文中的來流條件并未考慮側滑角的影響,然而從圖4(c)可以看到導彈質心在Z方向有很小的位移,這很可能是由武器艙流動的非定常特性引起的。

圖4 導彈質心位移隨時間變化曲線

圖5 導彈姿態角隨時間變化曲線

如圖5(a)所示,在0.3 s之前,導彈俯仰角受馬赫數的影響很小,在圖中表現為三條曲線幾乎重疊在一起,而在0.3 s之后,導彈的俯仰角隨馬赫數的增大而增大,這是因為在0.3 s之前導彈處于武器艙內部,其受到的氣動力受馬赫數的影響較小。從圖5(b)和圖5(c)可以看出馬赫數對導彈滾轉角和偏航角的影響沒有一般性的規律,并且相對俯仰角而言,滾轉角很小,可以忽略。而且,從圖5(a)和圖5(b)可以看出俯仰角和偏航角隨著時間增大而增大,尤其是俯仰角,所以在導彈點火之前必須對其姿態角進行控制,否則會引起導彈與載機相撞,甚至導致機毀人亡。

4 結論

文中研究了攻角和艙門對武器艙流動特性的影響,采用Chimera方法并結合6DOF方程研究了馬赫數對重力投放和彈射投放兩種分離方式下的分離軌跡的影響。得出了如下結論:

1)攻角和艙門不能改變開式武器艙的流動特性,艙門的引入會在武器艙底部形成一塊高壓區,這對武器分離的影響不可忽略;

2)馬赫數對彈射投放導彈的分離軌跡影響可以忽略,馬赫數對重力投放導彈的軌跡有一定影響,但

是沒有改變其變化趨勢;

3)兩種分離方式均能使導彈安全分離,不同的是彈射分離方式能使導彈與載機快速分離,是最安全的分離方式。而重力投放下導彈俯仰角和偏航角在其離開武器艙之后是逐漸增大的,不利于導彈點火發射。而對于無人機,其通常較小,內埋武器艙也很小,沒有足夠的空間容納彈射機構,而且彈射機構的反作用對無人機的影響不容忽略,重力投放應該是最優的選擇,但是必須采用主/被動控制技術或者偏轉導彈舵面在導彈點火之前必須對其姿態進行修正,這將是下一步工作研究方向。

[1] PENG S H. Numerical analysis of FS2020 military aircraft model with weapon bay [J]. FOI MEMO 2489 SE, FOI, 2008.

[2] 馮金富. 戰斗機武器內埋關鍵技術綜述 [J]. 飛航導彈, 2010(7): 71-74.

[3] 馮必鳴, 聶萬勝, 車學科, 等. 超聲速條件下內埋武器分離特性的數值分析 [J]. 飛機設計, 2009, 29(4): 1-5.

[4] 閻超. 計算流體力學方法及應用 [M]. 北京: 北京航空航天大學出版社, 2012.

[5] 朱收濤, 曹林平, 封普文, 等. 平飛時內埋導彈彈射分離仿真與研究 [J]. 電光與控制, 2012, 19(9): 67-71.

[6] Nichols R H. Comparison of CFD approaches for simulating flow inside a weapon bay, AIAA 2006-0455 [R]. 2006.

[7] Davis M B, Yagle Pat，Smith B R，et al. Store trajectory response to unsteady weapons bay flow feild, AIAA 2009-547 [R]. 2009.

[8] Johnson Rudy A, Stanek Michael J，Growe James E. Store separation trajectory deviations due to unsteady weapons bay aerodynamics, AIAA 2008-188 [R]. 2008.

[9] 張俊祥, 馮金福, 于心一, 等. 一種改善內埋式彈艙氣流特性的方法 [J]. 彈箭與制導學報, 2011, 31(6): 165-168.

[10] 尉建剛, 桑為民, 雷熙薇, 等. 內埋式武器艙的流動及氣動特性分析 [J]. 飛行力學, 2011, 29(2): 29-32.

[11] 茍永杰. 機彈分離數值研究 [D]. 西安: 西北工業大學, 2006.

Numerical Studies on Store Separation from a Weapon Bay at Supersonic Speed

YANG Jun,LI Qian,XIE Yunkai,ZHU Jianhui,TONG Mingbo

(Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-Advanced Design Technology of Flight Vehicles,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

In view of separation safety of internal weapons, influence of attack angle and door on flow characteristics of an open-style weapon bay was analyzed. Overset grid method coupling with six-degree-of-freedom equation was developed to analyze trajectory and attitude variation of internal store separation from a weapon bay at supersonic speed, and the effect of Mach number on the trajectory of two different separation approaches was investigated. The results indicate that the attack angle and door are not able to change flow style of open-style weapon bay, and safe store separation can be realized in any of the two approaches. However, the attitude angle for the gravity separation approach during separation is adverse to ignite.

internal weapon bay; separation approaches; overset grid; 6DOF

2014-08-19

楊俊(1988-),男,四川雅安人,碩士研究生,研究方向:飛行器總體設計。

V222

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