發(fā)動機(jī)斜噴流對某導(dǎo)彈氣動特性影響研究

劉萬剛, 葉正寅, 張偉偉

(西北工業(yè)大學(xué), 西安 710072)

0 引言

“長釘”、“輕馬特”等許多戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈采用斜噴發(fā)動機(jī),用于導(dǎo)彈增速續(xù)航,如圖1所示。該類導(dǎo)彈通常亞音速飛行,采用“×十”或“××”型正常式氣動布局,飛行發(fā)動機(jī)斜噴口的位置位于彈體中部,斜噴管軸線與導(dǎo)彈軸線夾角為20°～30°。噴流干擾會引起氣流分離、激波等復(fù)雜流動現(xiàn)象,見圖2。該類導(dǎo)彈設(shè)計時需要考慮噴流與彈體外流場相互作用。

圖1 “長釘”導(dǎo)彈雙斜噴管發(fā)動機(jī)示意圖

在噴流干擾方面,國內(nèi)外開展了大量超聲速/高超聲速來流中側(cè)向或斜噴流干擾流場數(shù)值模擬研究[1-9],主要側(cè)重兩個方面:1)超音速飛行器;2)底部噴流或側(cè)向噴流(噴管軸與彈軸垂直)。亞音速下斜噴流氣動干擾效應(yīng)常常被忽略。

采用雙斜噴發(fā)動機(jī)布局的某亞音速導(dǎo)彈,在野外飛行試驗中,發(fā)射后雙斜噴發(fā)動機(jī)點火時飛行姿態(tài)大幅抖動,導(dǎo)致目標(biāo)丟失,飛行試驗以失敗告終。該抖動現(xiàn)象有兩個特點:1)出現(xiàn)在發(fā)動機(jī)點火時刻,燃燒室壓強(qiáng)急劇增大;2)發(fā)生在飛行初始段,馬赫數(shù)、攻角、舵偏角基本確定,變化范圍不大。文中首先通過標(biāo)準(zhǔn)算例驗證導(dǎo)彈外流場與發(fā)動機(jī)噴流一體化計算分析方法,在此基礎(chǔ)上研究不同燃燒室總壓下發(fā)動機(jī)斜噴流對全彈亞音速氣動特性的影響。

1 計算方法

1.1 三維建模及網(wǎng)格離散

采用UG軟件建立導(dǎo)彈及噴管的三維模型。采用ICEM軟件進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散。

1.2 流場求解

采用基于三維雷諾平均N-S方程的CFX軟件進(jìn)行定常數(shù)值模擬。

1.3 邊界條件及湍流模型

1)外流入口條件:給定來流速度、壓強(qiáng)和溫度。

2)噴流入口條件:噴喉處給定來流速度、總壓和溫度。

3)出口條件:Opening邊界,出口壓強(qiáng)為101.3 kPa,溫度為298 K。

4)物面條件:采用無滑移的絕熱壁條件。

5)湍流模型:采用SST模型。

2 仿真分析

2.1 計算方法驗證

標(biāo)準(zhǔn)算例尺寸圖見圖3。

圖3 標(biāo)準(zhǔn)算例尺寸圖(噴口直徑D=40 mm)

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散求解域,從外到內(nèi)逐漸加密,彈體表面及噴口附近局部加密,共230萬個網(wǎng)格單元,見圖4。

圖4 網(wǎng)格離散

計算條件:M∞=3.0,α∞=0°,Pjet/P∞=110,T∞=293 K,Tjet=2 500 K。攻角為0°。

計算結(jié)果與標(biāo)準(zhǔn)算例的壓力分布對比見圖5,馬赫數(shù)分布見圖6。

圖5 壓力系數(shù)曲線

圖6 馬赫數(shù)分布

從圖5可看出,仿真的壓力曲線與文獻(xiàn)[9]結(jié)果較為吻合;仿真的馬赫數(shù)分布與文獻(xiàn)[10]試驗的激波系一致。該算例驗證了文中的計算方法。

2.2 某導(dǎo)彈噴流影響分析

2.2.1 計算模型

某導(dǎo)彈的外形及舵(每片舵均順時針轉(zhuǎn)8°)的編號如圖7所示。導(dǎo)彈外流入口條件(來流速度、溫度、密度、攻角等)保持不變,噴管喉道處入口條件除總壓外其他條件(馬赫數(shù)和總溫)保持不變,見表1。

圖7 某導(dǎo)彈外形圖

表1 內(nèi)外流場仿真條件

采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格離散求解域,從外到內(nèi)逐漸加密,在彈體周圍以及噴口附近局部加密,共590萬個網(wǎng)格單元,見圖8。

2.2.2 仿真分析

1)流場分析

從圖9、圖10(馬赫數(shù)分布)以及圖11(噴管對稱面截面速度矢量分布)可知,噴流的影響區(qū)隨燃燒室總壓發(fā)生變化。總壓較小時,外流場處于主導(dǎo)地位,外流的“包裹”效應(yīng)越強(qiáng),噴流偏離噴管軸線,向彈軸偏斜,噴流主流方向靠近舵翼;反之,總壓越大,噴流處于主導(dǎo)地位,噴流偏離彈軸,向噴管軸線方向偏斜,噴流主流方向偏離舵翼。

圖8 網(wǎng)格離散

外流與噴流交匯時,噴流起到阻滯作用,導(dǎo)致全彈軸向力系數(shù)增加;同時,噴流對影響區(qū)附近的舵翼和彈身周圍流場起到加速作用且改變了流動方向,因此舵翼和彈體尾部受影響最大。

對于“××”型布局,當(dāng)攻角及舵偏角均為0°且無噴流時,由于繞舵翼的流動對稱,4個舵法向力為0。然而有噴流時,噴流由上下兩片舵翼之間流過,加速了上兩片舵翼(1#、4#)下表面和下兩片舵翼(2#、3#)上表面的流動,壓力相應(yīng)減小,上兩片舵翼(1#、4#)存在垂直舵翼向上的法向力,下兩片舵翼(2#、3#)存在垂直舵翼向下的法向力。

噴流存在破壞了舵翼繞流場的對稱性,攻角不為0°時,噴流會在外流作用下向來流方向偏斜,正攻角時噴流影響區(qū)會偏向上舵翼,噴流對上下兩片舵翼將產(chǎn)生不同的干擾,對于偏向噴流影響核心區(qū)的舵面與背離噴流影響核心區(qū)的舵面的法向力隨發(fā)動機(jī)總壓的變化將會出現(xiàn)不同的變化趨勢。

圖9 噴管對稱面馬赫數(shù)分布

圖10 距頭部頂點1.08 m截面馬赫數(shù)分布

圖11 噴管對稱面速度矢量分布圖

2)氣動參數(shù)分析

全彈及彈身的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)(彈身除外)、俯仰力矩系數(shù)及壓心系數(shù)隨發(fā)動機(jī)總壓增加呈非線性變化,見圖12～圖16。

圖12 全彈、彈身軸向力系數(shù)

圖13 全彈、彈身法向力系數(shù)

圖14 全彈、彈身滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)

圖15 全彈、彈身俯仰力矩系數(shù)

圖16 全彈壓心系數(shù)

4片舵翼的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)隨發(fā)動機(jī)總壓增加變化規(guī)律不一致。舵偏角朝著噴流方向偏轉(zhuǎn)的2#、4#舵翼的上述氣動參數(shù)(絕對值)隨總壓增加而增加;另兩片舵偏角背離噴流方向偏轉(zhuǎn)的舵翼的變化規(guī)律剛好相反;4片彈翼的上述氣動參數(shù)基本保持不變,見圖17～圖20。

圖17 彈翼及舵翼軸向力系數(shù)

圖18 彈翼及舵翼法向力系數(shù)

圖19 彈翼及舵翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)

圖20 彈翼及舵翼俯仰力矩系數(shù)

3)抖動分析

導(dǎo)彈控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型中的氣動參數(shù),通常忽略了噴流的影響,也就是對應(yīng)上述仿真結(jié)果中燃燒室總壓為0 MPa的氣動參數(shù)。發(fā)動機(jī)點火過程中燃燒室總壓急劇增大,由于噴流與外流場的相互作用,產(chǎn)生了附加的干擾力和干擾力矩,會導(dǎo)致彈體姿態(tài)抖動。

3 結(jié)論

1)噴流與外流存在較強(qiáng)的相互作用:噴流影響區(qū)隨發(fā)動機(jī)總壓變化而變化,噴流對處于噴口位置下游的舵翼和彈體尾部的流場有明顯影響;

2)飛行速度、攻角和舵偏角不變時,導(dǎo)彈軸向力、法向力、滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩以及壓心等系數(shù)隨發(fā)動機(jī)總壓變化呈明顯非線性變化;

3)隨著斜噴發(fā)動機(jī)點火過程中總壓的急劇變化,噴流與外流場相互作用形成了干擾力和干擾力矩。由于這種干擾效應(yīng)的非線性特征,會引起控制系統(tǒng)的異常響應(yīng),導(dǎo)致彈體姿態(tài)大幅抖動。

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