武裝直升機(jī)導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程數(shù)值仿真

劉永志，汪亞敏

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

武裝直升機(jī)導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程數(shù)值仿真

劉永志，汪亞敏

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

為研究武裝直升機(jī)武器發(fā)射過(guò)程中的機(jī)身流場(chǎng)變化規(guī)律，采用計(jì)算流體力學(xué)方法和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，對(duì)武裝直升機(jī)地面停放狀態(tài)及空中懸停狀態(tài)下的導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程進(jìn)行數(shù)值仿真，將導(dǎo)彈作為運(yùn)動(dòng)實(shí)體，相應(yīng)的流場(chǎng)計(jì)算邊界隨實(shí)體的運(yùn)動(dòng)發(fā)生變化，計(jì)算給出運(yùn)動(dòng)過(guò)程中溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)的變化情況，同時(shí)給出平尾受到的升、阻力系數(shù)。計(jì)算結(jié)果表明，導(dǎo)彈發(fā)射受旋翼下洗流影響，空中懸停狀態(tài)下武器發(fā)射對(duì)武裝直升機(jī)的影響小于地面停放狀態(tài)下的影響，這有利于對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)的保護(hù)。

計(jì)算流體力學(xué)；導(dǎo)彈發(fā)射；數(shù)值仿真

0 引言

武裝直升機(jī)可以進(jìn)行空中火力打擊。一般武裝直升機(jī)可掛載火箭彈、空空導(dǎo)彈、轉(zhuǎn)管機(jī)槍等武器系統(tǒng)。武器發(fā)射過(guò)程中，必然造成對(duì)直升機(jī)結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)沖擊，輕者對(duì)直升機(jī)的武器發(fā)射精度造成影響，重者將嚴(yán)重?fù)p害直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)，危害直升機(jī)飛行安全。武器發(fā)射對(duì)武裝直升機(jī)的影響主要有：高速流場(chǎng)對(duì)平尾、短翼等結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度的影響，高溫尾焰對(duì)平尾結(jié)構(gòu)的影響，沖擊波對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的影響。基于此，本文對(duì)武裝直升機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈進(jìn)行了數(shù)值仿真，再現(xiàn)導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程中直升機(jī)機(jī)體壓力場(chǎng)、溫度場(chǎng)的變化，主要包括以下內(nèi)容：模擬直升機(jī)地面停放以及空中懸停狀態(tài)下武器發(fā)射對(duì)直升機(jī)機(jī)體的影響，包括尾焰高溫環(huán)境對(duì)直升機(jī)平尾及側(cè)端板處的影響，高壓環(huán)境對(duì)機(jī)身尾段的影響以及機(jī)身產(chǎn)生的傾覆力矩的變化過(guò)程。

1 CFD數(shù)值仿真的可行性

目前，武裝直升機(jī)的武器系統(tǒng)與機(jī)體結(jié)構(gòu)相容性分析與認(rèn)定都是以地面及空中試驗(yàn)的方式完成的。通過(guò)試驗(yàn)手段完成對(duì)一種武器的有效認(rèn)定通常需要花費(fèi)大量的時(shí)間及經(jīng)費(fèi),在進(jìn)行試驗(yàn)前并不能對(duì)試驗(yàn)可能的結(jié)果進(jìn)行評(píng)估或預(yù)測(cè)。引進(jìn)CFD軟件可以有效地對(duì)武器發(fā)射過(guò)程進(jìn)行模擬，如能夠?qū)?shù)值分析與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相結(jié)合，不斷對(duì)仿真對(duì)象進(jìn)行修正，就一定能夠提高預(yù)測(cè)的精度，形成一套完整的計(jì)算模型與方法。同時(shí)，利用CFD軟件，也可以減少工程設(shè)計(jì)的時(shí)間和費(fèi)用，并且可以為更多的潛在設(shè)計(jì)提供可能性。

武器發(fā)射過(guò)程中，計(jì)算區(qū)域內(nèi)部網(wǎng)格會(huì)隨著武器的運(yùn)動(dòng)不斷發(fā)生變化，CFD商用軟件Fluent提供了有效的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)來(lái)處理流場(chǎng)變化過(guò)程，計(jì)算區(qū)域中的運(yùn)動(dòng)部分(如導(dǎo)彈、火箭彈等)可以通過(guò)邊界型函數(shù)文件指定。對(duì)于本文中外部形狀復(fù)雜的結(jié)構(gòu)，可以采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行模擬，并通過(guò)網(wǎng)格彈性變形和網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)，解決武器發(fā)射中的非定常流場(chǎng)的數(shù)值仿真問(wèn)題。

2 計(jì)算模型與基本假設(shè)

2.1 建立幾何模型

本文主要研究武器發(fā)射過(guò)程中武裝直升機(jī)周圍流場(chǎng)環(huán)境的壓力場(chǎng)和溫度場(chǎng)的變化情況，以期對(duì)其發(fā)射過(guò)程有一個(gè)全面的認(rèn)識(shí)，所以工作重點(diǎn)主要是建立武器發(fā)射環(huán)境。工程中研究武器發(fā)射對(duì)機(jī)身的影響主要是通過(guò)地面試驗(yàn)以及空中試驗(yàn)進(jìn)行的，故本文針對(duì)這兩種武器發(fā)射狀態(tài)進(jìn)行建模計(jì)算。

建模過(guò)程中為了減少后期網(wǎng)格劃分的工作量，適當(dāng)降低網(wǎng)格生成難度，對(duì)以下內(nèi)容進(jìn)行了簡(jiǎn)化：

1) 對(duì)機(jī)身進(jìn)行簡(jiǎn)化，僅考慮了機(jī)身氣動(dòng)外形；

2) 對(duì)旋翼進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，把真實(shí)情況下的四片槳葉簡(jiǎn)化成一個(gè)等半徑的無(wú)限薄的作用盤[1]，去除中間的槳轂部分，在計(jì)算時(shí)對(duì)槳盤施加壓力差模擬下洗流，不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)出氣以及尾槳?dú)鈩?dòng)環(huán)境。

利用三維實(shí)體設(shè)計(jì)軟件CATIA建立機(jī)體模型，主要采用了GSD模塊及部件模塊完成，檢查模型的連續(xù)性，避免出現(xiàn)開(kāi)口。生成的模型如圖1所示。

圖1 機(jī)體三維模型

2.2 建立計(jì)算域

計(jì)算模型包括武裝直升機(jī)地面停放狀態(tài)和空中懸停狀態(tài)兩種，為了較好地模擬武器發(fā)射時(shí)的氣動(dòng)環(huán)境變化，根據(jù)不同的計(jì)算狀態(tài)分別建立了一個(gè)150m*32m*80m(地面停放狀態(tài))和150m*73m*80m(懸停狀態(tài))的立方體計(jì)算域。機(jī)體面網(wǎng)格采用三角形網(wǎng)格，并對(duì)形狀尖銳部分進(jìn)行局部加密處理。機(jī)體網(wǎng)格由Tgrid網(wǎng)格生成器完成，兩種狀態(tài)下機(jī)體網(wǎng)格以及計(jì)算域網(wǎng)格如圖2和圖3所示。

圖2 地面停放狀態(tài)機(jī)體網(wǎng)格與計(jì)算域

3 初始條件

為了相對(duì)準(zhǔn)確地模擬真實(shí)情況，借鑒了在地面發(fā)射火箭彈過(guò)程中的相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過(guò)對(duì)高清攝像的計(jì)算分析，得到初步的導(dǎo)彈發(fā)射初始條件，如尾焰初始噴射速度、溫度，導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)速度[2]等。

為有效模擬直升機(jī)空中懸停狀態(tài)下旋翼下洗流對(duì)武器發(fā)射的影響，使用Fluent軟件內(nèi)部作用盤模型進(jìn)行模擬，利用無(wú)限薄的圓盤代替旋轉(zhuǎn)的槳葉，圓盤上下表面動(dòng)量和能量的變化等效于旋翼對(duì)流場(chǎng)的作用，均勻的拉力分布等效于旋翼平面上下表面的壓力差[3]，槳轂中心位置則用固定的壁面模型進(jìn)行模擬。對(duì)于懸停狀態(tài),該壓力差的計(jì)算如下：

計(jì)算采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型進(jìn)行，并使用兩相流模型區(qū)分尾焰和空氣。考慮氣流粘性影響，計(jì)算時(shí)控制方程采用非定常、不可壓、有粘的納維爾-斯托克斯方程[4]。

圖3 空中懸停狀態(tài)機(jī)體網(wǎng)格與計(jì)算域

4 計(jì)算結(jié)果與分析

4.1 地面停放狀態(tài)

地面停放狀態(tài)下，機(jī)體尾段壓力場(chǎng)隨武器發(fā)射過(guò)程的變化情況如圖4所示，隨著導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)間歷程的推進(jìn)，機(jī)身尾段受到時(shí)間極短的高低壓交替的壓強(qiáng)場(chǎng)的作用，該壓強(qiáng)場(chǎng)以短翼為起點(diǎn)沿著機(jī)身逐步向尾部過(guò)渡，使機(jī)身蒙皮等部位受到強(qiáng)烈的壓力突變影響。平尾典型剖面處壓力系數(shù)隨發(fā)射時(shí)間變化情況如圖5所示，由于導(dǎo)彈尾焰主要從平尾下方通過(guò)，平尾截面下表面壓力系數(shù)隨導(dǎo)彈發(fā)射發(fā)生劇烈變化，形成對(duì)平尾結(jié)構(gòu)的垂直及水平方向的彎曲壓力。側(cè)端板受到的溫度場(chǎng)影響最為劇烈，圖6給出了典型時(shí)間點(diǎn)該處受到的溫度場(chǎng)等值線圖。

武器發(fā)射過(guò)程中，短翼掛梁也受到較強(qiáng)的氣動(dòng)影響，形成對(duì)直升機(jī)的傾覆力矩；其次，處于待命狀態(tài)的導(dǎo)彈組也受到導(dǎo)彈發(fā)射帶來(lái)的強(qiáng)烈的溫度場(chǎng)和壓力場(chǎng)的影響。

圖4 地面停放狀態(tài)下機(jī)身尾段所受壓力沖擊變化歷程

4.2 空中懸停狀態(tài)

經(jīng)過(guò)計(jì)算，得到旋翼槳盤處的流場(chǎng)變化情況，槳盤上方空氣受到壓差的影響不斷被吸入槳盤。為方便觀察槳盤平面上下洗流速度的變化情況，由A點(diǎn)經(jīng)B點(diǎn)到C點(diǎn)做一條直線，提取該條直線上下洗流速度的變化曲線與速度場(chǎng)云圖如圖7所示，可見(jiàn)，從槳轂中心到槳尖位置，誘導(dǎo)速度首先從0突增到5m/s后沿著展向逐步增大并在未到達(dá)槳尖前約0.9R處達(dá)到最大值14.5m/s，之后因逐漸靠近槳盤邊緣，致使下洗流速度迅速下降。

導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程中，機(jī)身尾段受到的壓力場(chǎng)的變化情況和地面停放狀態(tài)的基本一致,如圖8，不過(guò)，由于旋翼下洗流場(chǎng)的影響，機(jī)身尾段受到的壓力沖擊量值略小，側(cè)端板位置受到的溫度影響最為強(qiáng)烈。由于懸停狀態(tài)下伴隨旋翼槳盤強(qiáng)烈的下洗流影響，導(dǎo)彈發(fā)射后其羽流被下洗流向下壓迫，必然導(dǎo)致相關(guān)結(jié)構(gòu)受到的溫度、壓力等影響與地面停車狀態(tài)有所不同，相關(guān)差異將在下節(jié)討論。

4.3 兩種狀態(tài)對(duì)比分析

兩種狀態(tài)下，導(dǎo)彈尾焰羽流均從平尾下方通過(guò)，部分羽流會(huì)從側(cè)短板兩側(cè)通過(guò)，如圖9所示。對(duì)于懸停狀態(tài)下的導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程，導(dǎo)彈噴出的高溫高壓尾焰受下洗流作用明顯，其運(yùn)動(dòng)軌跡隨著時(shí)間的推進(jìn)逐步下移，在導(dǎo)彈離開(kāi)機(jī)體較遠(yuǎn)距離之后，其尾焰羽流已明顯偏離平尾及側(cè)短板。對(duì)比地面發(fā)射狀態(tài)，懸停狀態(tài)下導(dǎo)彈發(fā)射對(duì)平尾等結(jié)構(gòu)的影響更小。

圖5 平尾典型截面壓力系數(shù)變化歷程

圖6 平尾及側(cè)端板所受溫度場(chǎng)變化歷程

圖10為平尾及側(cè)端板表面隨導(dǎo)彈發(fā)射歷程的溫度變化情況，可見(jiàn)，兩種狀態(tài)具有一致的變化規(guī)律，在0.09s左右同時(shí)達(dá)到最大值。由于沒(méi)有旋翼下洗流場(chǎng)的影響，在地面停放狀態(tài)下，溫度場(chǎng)的影響更為明顯，平尾、側(cè)端板的溫升程度也更大一些。

兩種狀態(tài)下，導(dǎo)彈發(fā)射對(duì)平尾、側(cè)端板產(chǎn)生的升力、阻力系數(shù)變化對(duì)比情況如圖11所示。發(fā)射過(guò)程中，平尾、側(cè)端板結(jié)構(gòu)受到不同程度的氣流擾動(dòng)，分別在垂直方向和水平方向形成了對(duì)平尾、側(cè)端板的彎曲作用。圖中顯示了兩種發(fā)射狀態(tài)下平尾受到的升力和阻力的變化曲線。

圖7 旋翼下洗流場(chǎng)

圖8 空中懸停狀態(tài)下機(jī)身尾段所受壓力沖擊變化歷程

圖9 地面停放狀態(tài)(左)和空中懸停狀態(tài)(右)導(dǎo)彈尾焰羽流跡線圖

圖10 地面停放和空中懸停狀態(tài)平尾、側(cè)端板溫度變化歷程

圖11 地面停放和空中懸停狀態(tài)平尾、側(cè)端板升力系數(shù)(左)及阻力系數(shù)(右)變化歷程

兩種狀態(tài)下，平尾、側(cè)端板結(jié)構(gòu)受到的導(dǎo)彈發(fā)射的影響主要體現(xiàn)在垂直方向，主要原因?yàn)楦邏骸⒏咚傥惭鎻钠轿病?cè)端板下方通過(guò)。由于沒(méi)有旋翼下洗流的影響，在地面發(fā)射狀態(tài)下平尾、側(cè)端板的升力系數(shù)、阻力系數(shù)變化必然較懸停狀態(tài)下更為惡劣。

圖12為導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程中機(jī)身受到的傾覆力矩系數(shù)的變化曲線，由圖中可見(jiàn)，兩種狀態(tài)下，其變化特征和量值基本一致，下洗流場(chǎng)的影響較小。

圖12 地面停放和空中懸停狀態(tài)直升機(jī)傾覆力矩變化歷程

5 結(jié)論

通過(guò)對(duì)武裝直升機(jī)武器發(fā)射中的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值仿真，可以得到直升機(jī)機(jī)體受到的壓力場(chǎng)、溫度場(chǎng)的變化情況。

1) 導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程中，平尾及側(cè)端板部分最早受到尾焰強(qiáng)烈的氣動(dòng)力的影響，產(chǎn)生了對(duì)平尾及側(cè)端板結(jié)構(gòu)的水平及垂向彎曲。隨著導(dǎo)彈發(fā)射，武器掛梁即短翼下部開(kāi)始受到強(qiáng)大的氣動(dòng)力作用，產(chǎn)生機(jī)體傾覆力矩，機(jī)身尾段結(jié)構(gòu)在導(dǎo)彈發(fā)射階段同樣受到變化的壓力場(chǎng)影響，對(duì)結(jié)構(gòu)上蒙皮或設(shè)備艙口蓋等產(chǎn)生影響。

2) 對(duì)比地面停放狀態(tài)和空中懸停狀態(tài)可知，導(dǎo)彈發(fā)射后導(dǎo)彈羽流會(huì)受到旋翼下洗流的影響。從計(jì)算結(jié)果上看，這種影響對(duì)于機(jī)體的保護(hù)是有益的，在一定程度上能夠避免處于尾焰區(qū)的平尾、機(jī)體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、溫度要求過(guò)于苛刻。從另一個(gè)角度出發(fā)，也可以認(rèn)為，完成了武器地面發(fā)射試驗(yàn)后對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的驗(yàn)證，也能夠滿足空中飛行狀態(tài)武器發(fā)射時(shí)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的要求。

3) 由于武裝直升機(jī)武器發(fā)射對(duì)直升機(jī)機(jī)體的影響因素十分復(fù)雜，本文的研究過(guò)程中，也僅考慮了旋翼下洗流對(duì)武器發(fā)射尾焰的影響，而實(shí)際上直升機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)出口流場(chǎng)和尾槳?dú)鈩?dòng)面對(duì)武器發(fā)射流場(chǎng)都有影響，可以進(jìn)行更加深入的研究。

4) 更好地利用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法的優(yōu)勢(shì)，采用CFD手段展開(kāi)武裝直升機(jī)與武器之間的相互設(shè)計(jì)將是未來(lái)對(duì)武裝直升機(jī)和武器系統(tǒng)進(jìn)行相容性設(shè)計(jì)的一個(gè)重要的發(fā)展方向。

[1] 約翰遜.直升機(jī)理論[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1991.

[2] 傅德彬,劉 琦,陳建偉.導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程數(shù)值模擬[D]. 北京：北京理工大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,2004.

[3] 胡利,曹義華,趙明.直升機(jī)旋翼機(jī)身發(fā)動(dòng)機(jī)耦合流場(chǎng)數(shù)值模擬,北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院,2008.10.

[4] Fluent6.3.26User.Guide[Z]. Fluent Inc.

Numerical Simulation of Missile Ejected from Armed Helicopter

LIU Yongzhi，WANG Yamin

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

In order to analysis the flow distribution during the missile ejection of armed helicopter, a CFD method and dynamic mesh technic were used. Two numerical simulation states including ground and hover of helicopter missile ejection were simulated, the missile was treated as moving body, the calculating domain changed dynamically with the moves of the missile. The calculation gave distributions of the temperature and pressure associate with the Cl and Cd of the stabilized tail ,the result of the calculation showed that under the influence of the rotor downwash ,the interaction between helicopter and missile of the hover state was much less than ground state，which was profitable to the helicopter structure.

CFD；missile ejection；numerical simulation

2016-03-02

劉永志(1986-)，男，天津?qū)幒尤耍T士，工程師，主要研究方向：直升機(jī)機(jī)體動(dòng)力學(xué)。

1673-1220(2016)03-026-06

V211.3；V211.52

A