火箭助飛魚(yú)雷分離艙張開(kāi)特性試驗(yàn)與數(shù)值研究

白治寧, 周景軍, 蔡衛(wèi)軍, 王明洲, 石小龍

(中國(guó)船舶重工集團(tuán)公司第705研究所, 710077, 西安)

火箭助飛魚(yú)雷分離艙張開(kāi)特性試驗(yàn)與數(shù)值研究

白治寧, 周景軍, 蔡衛(wèi)軍, 王明洲, 石小龍

(中國(guó)船舶重工集團(tuán)公司第705研究所, 710077, 西安)

為了研究火箭助飛魚(yú)雷雷箭分離時(shí)分離艙的張開(kāi)特性,從而為雷箭分離方案設(shè)計(jì)提供理論支撐,建立了分離艙張開(kāi)特性試驗(yàn)與數(shù)值研究方法。首先,設(shè)計(jì)了火箭橇地面試驗(yàn)?zāi)M雷箭分離環(huán)境,對(duì)分離艙張開(kāi)時(shí)序進(jìn)行監(jiān)測(cè)記錄,通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)獲取分離艙張開(kāi)特性;然后,提出了基于定常氣動(dòng)力修正來(lái)研究分離艙動(dòng)態(tài)張開(kāi)特性的數(shù)值方法,并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證;最后,在此基礎(chǔ)上,采用基于定常氣動(dòng)力修正的數(shù)值方法,分析了側(cè)滑角對(duì)分離艙張開(kāi)特性的影響。該數(shù)值方法利用典型狀態(tài)下定常氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果,即可對(duì)不同分離條件下的分離艙張開(kāi)過(guò)程進(jìn)行模擬,與完全非定常數(shù)值方法相比,該方法具有計(jì)算量小、效率高的特點(diǎn),適用于雷箭分離初步方案快速評(píng)估。數(shù)值分析結(jié)果表明,側(cè)滑角會(huì)導(dǎo)致左右分離艙張開(kāi)不同步,并且在雷箭分離前,需對(duì)側(cè)滑角進(jìn)行嚴(yán)格控制以降低雷箭分離時(shí)干涉和碰撞的風(fēng)險(xiǎn)。

火箭助飛魚(yú)雷;分離艙;火箭橇試驗(yàn);數(shù)值方法

美國(guó)的“阿斯洛克”、韓國(guó)的“紅鯊”等助飛魚(yú)雷主要由火箭運(yùn)載體、戰(zhàn)斗載荷(魚(yú)雷)和兩片分離艙組成[1-3]。雷箭分離前,兩片分離艙將戰(zhàn)斗載荷箍緊于運(yùn)載體上,運(yùn)載體攜帶戰(zhàn)斗載荷在空中飛行至預(yù)定的雷箭分離點(diǎn)時(shí),進(jìn)行雷箭分離[4]。

由于各分離體結(jié)構(gòu)布局緊湊,在分離艙張開(kāi)過(guò)程中,戰(zhàn)斗載荷姿態(tài)變化與分離艙張開(kāi)動(dòng)作不協(xié)調(diào)時(shí)極易發(fā)生干涉;戰(zhàn)斗載荷延時(shí)開(kāi)傘時(shí)間需根據(jù)分離艙張開(kāi)時(shí)序進(jìn)行確定,若開(kāi)傘過(guò)早,分離體間距離拉開(kāi)不充分可能導(dǎo)致傘衣與運(yùn)載體發(fā)生干涉,若開(kāi)傘過(guò)晚,戰(zhàn)斗載荷姿態(tài)變化太大而導(dǎo)致開(kāi)傘失敗。因此,研究分離艙的張開(kāi)特性對(duì)雷箭分離方案的設(shè)計(jì)非常重要。通過(guò)真實(shí)飛行試驗(yàn)來(lái)研究分離艙張開(kāi)特性,試驗(yàn)的周期長(zhǎng)成本高,測(cè)試難度大,而風(fēng)洞試驗(yàn)由于阻塞、尺度效應(yīng),難以對(duì)分離艙張開(kāi)過(guò)程的氣動(dòng)特性和運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行全方位模擬[5-6]。采用完全非定常數(shù)值方法可實(shí)現(xiàn)對(duì)分離艙動(dòng)態(tài)張開(kāi)過(guò)程的模擬[7-9],但完全非定常數(shù)值模擬計(jì)算量大、耗時(shí)長(zhǎng),在方案初步設(shè)計(jì)階段難以滿足進(jìn)度要求。

本文提出了研究分離艙張開(kāi)特性的地面試驗(yàn)和數(shù)值方法。通過(guò)火箭橇地面試驗(yàn),模擬了空中雷箭分離狀態(tài),監(jiān)測(cè)了分離艙動(dòng)態(tài)張開(kāi)過(guò)程。通過(guò)建立數(shù)值計(jì)算模型,分析了分離艙張開(kāi)過(guò)程中氣動(dòng)力和張開(kāi)時(shí)序的變化。對(duì)比火箭橇試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果,提出將定常計(jì)算結(jié)果進(jìn)行修正來(lái)模擬分離艙張開(kāi)過(guò)程的數(shù)值方法。

1 試驗(yàn)研究

1.1 試驗(yàn)方案

雷箭分離示意圖如圖1所示。由于分離艙張開(kāi)過(guò)程極其短暫,戰(zhàn)斗載荷和運(yùn)載體的姿態(tài)變化不足以影響到分離艙的張開(kāi)特性,因此可通過(guò)火箭橇試驗(yàn)?zāi)M分離艙張開(kāi)特性。

圖1 雷箭分離示意圖

火箭橇滑車(chē)主要由軌道、滑車(chē)、制動(dòng)系統(tǒng)、測(cè)試設(shè)備和輔助設(shè)施等組成[10-11],示意圖如圖2所示。試驗(yàn)時(shí)將實(shí)尺度的助飛魚(yú)雷固定安裝于火箭橇滑車(chē)上,雷體軸線與滑軌呈2.5°偏角,以模擬側(cè)滑角β=2.5°的分離條件。由火箭推動(dòng)滑車(chē)在滑軌上加速至馬赫數(shù)Ma=0.85的模擬雷箭分離速度。火箭橇滑車(chē)上安裝有高速攝像機(jī),試驗(yàn)前分別對(duì)左右分離艙從0°至打開(kāi)到分離角度γ過(guò)程進(jìn)行多點(diǎn)靜態(tài)標(biāo)定,以確定分離艙張開(kāi)位置與張開(kāi)角之間的關(guān)系,作為試驗(yàn)后判讀分離艙張開(kāi)角的基準(zhǔn)。

試驗(yàn)時(shí),火箭橇滑車(chē)點(diǎn)火啟動(dòng)后,由固體火箭對(duì)火箭橇滑車(chē)進(jìn)行加速,當(dāng)速度達(dá)到Ma=0.85的分離速度時(shí),控制系統(tǒng)發(fā)出指令,分離艙打開(kāi)一初始角度,氣流涌入分離艙,分離艙繞鉸鏈迅速?gòu)堥_(kāi)。當(dāng)左、右分離艙張開(kāi)至某一角度γ1后,分離艙與運(yùn)載體在鉸鏈處解脫,向兩側(cè)分離,火箭橇滑車(chē)制動(dòng)系統(tǒng)啟動(dòng),逐漸停止運(yùn)動(dòng)。試驗(yàn)過(guò)程中,由橇載高速攝像機(jī)對(duì)分離艙張開(kāi)過(guò)程進(jìn)行拍攝記錄。試驗(yàn)后,通過(guò)橇載高速攝像機(jī)記錄的圖像數(shù)據(jù)及試驗(yàn)前靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果,對(duì)分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間t的變化關(guān)系進(jìn)行判讀。

圖2 火箭橇試驗(yàn)示意圖

1.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)

由試驗(yàn)獲取左(右)分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間變化的系列離散數(shù)據(jù)γ(t1)、γ(t2)、…、γ(tn),將這些數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合得到分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間的函數(shù)關(guān)系γ(t),則分離艙張開(kāi)角速度ω(t)、張開(kāi)角加速度α(t)以及分離艙張開(kāi)過(guò)程的氣動(dòng)力矩My(t)可通過(guò)求解以下運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行辨識(shí)[12-14],方程為

(1)

(2)

My(t)=Jyα(t)

(3)

式中:Jy為左(右)分離艙相對(duì)鉸鏈的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

2 數(shù)值研究

由于分離艙張開(kāi)過(guò)程極其短暫,因此可忽略各分離體減速對(duì)其張開(kāi)特性的影響。采用CFD方法對(duì)Ma=0.85時(shí)左、右分離艙不同張開(kāi)角時(shí)戰(zhàn)斗載荷、運(yùn)載體和左、右分離艙氣動(dòng)干擾問(wèn)題進(jìn)行定常數(shù)值模擬,獲取不同張開(kāi)角時(shí)左、右分離艙的氣動(dòng)力(矩),將左、右分離艙的氣動(dòng)力對(duì)張開(kāi)角進(jìn)行插值,通過(guò)求解分離艙轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,分析分離艙的張開(kāi)特性。

2.1 計(jì)算模型

計(jì)算模型包括戰(zhàn)斗載荷、運(yùn)載體和左、右分離艙。計(jì)算模型示意圖如圖3所示,圖3中γ為分離艙單邊張開(kāi)角,β為側(cè)滑角,定義為雷箭分離前魚(yú)雷航向與戰(zhàn)斗載荷軸線的夾角(航向偏左為正)。采用CFD方法對(duì)Ma=0.85、分離艙張開(kāi)不同角度時(shí)的靜止繞流問(wèn)題進(jìn)行定常數(shù)值模擬,獲取不同張開(kāi)角γ1、γ2、…、γn下左(右)分離艙的氣動(dòng)力(矩)My(γ1)、My(γ2)、…、My(γn)。

圖3 計(jì)算模型示意圖

2.2 控制方程

數(shù)值方法采用有限體積法,基于雷諾平均N-S方程(RANS),控制方程為

(4)

式中:Q為守恒量;E、F、G為無(wú)黏通量;Ev、Fv、Gv為黏性通量。黏性項(xiàng)采用中心差分格式離散,無(wú)黏項(xiàng)采用Roe三階迎風(fēng)通量差分裂方法離散。湍流模型選取k-ε湍流模型。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件選取速度入口和壓力出口,物面邊界條件選取無(wú)滑移條件。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)整個(gè)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行離散,網(wǎng)格總數(shù)為1 300多萬(wàn)。為捕捉分離體間流場(chǎng)干擾細(xì)節(jié),對(duì)各分離體周?chē)跋嗷ブg的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理,并在各分離體壁面附近劃分邊界層網(wǎng)格,計(jì)算域如圖4所示。

圖4 分離體壁面附近數(shù)值計(jì)算區(qū)域

2.3 分離艙張開(kāi)過(guò)程數(shù)值求解方法

通過(guò)求解如下動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程研究分離艙的張開(kāi)過(guò)程,方程為

Jyα(t)=My(γ)

(5)

(6)

(7)

式中:γ(t)、ω(t)和α(t)分別為分離艙的張開(kāi)角、張開(kāi)角速度和加速度;My(γ)為分離艙相對(duì)鉸鏈氣動(dòng)力矩My隨γ的變化關(guān)系。My(γ1)、My(γ2)、…、My(γn)可通過(guò)插值來(lái)獲取。

3 試驗(yàn)與數(shù)值結(jié)果分析

3.1 數(shù)據(jù)無(wú)量綱化

3.2 試驗(yàn)與數(shù)值結(jié)果對(duì)比分析

分離艙的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩全部來(lái)源于氣動(dòng)作用力,因此數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果差異的根源在于氣動(dòng)力矩。左、右分離艙氣動(dòng)力矩?cái)?shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比曲線如圖11、12所示,定常數(shù)值計(jì)算得到的氣動(dòng)力矩偏大,這是導(dǎo)致數(shù)值計(jì)算得到的分離艙張開(kāi)時(shí)間與試驗(yàn)結(jié)果差異的根本原因。

4 定常數(shù)值計(jì)算結(jié)果修正

4.1 修正方法

圖5 左分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間變化曲線 圖6 右分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間變化曲線 圖7 左分離艙角速度隨時(shí)間變化曲線

圖8 右分離艙角速度隨時(shí)間變化曲線 圖9 左分離艙角加速度隨時(shí)間變化曲線 圖10 右分離艙角加速度隨時(shí)間變化曲線

圖11 左分離艙氣動(dòng)力矩隨張開(kāi)角的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系 圖12 右分離艙氣動(dòng)力矩隨張開(kāi)角變化曲線 圖13 定常數(shù)值計(jì)算時(shí)分離艙與氣流變化曲線

My0=Fz0Xc

(8)

式中:Xc為分離艙氣動(dòng)壓心距鉸鏈距離。

火箭橇試驗(yàn)真實(shí)模擬了分離艙的動(dòng)態(tài)張開(kāi)過(guò)程,分離艙在以分離速度V向前運(yùn)動(dòng)的同時(shí),繞鉸鏈進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng),分離艙上每一點(diǎn)處都有由于轉(zhuǎn)動(dòng)而引起的線速度分量ωR,每一點(diǎn)處與空氣的相對(duì)速度并非分離速度,而是小于分離速度,運(yùn)動(dòng)關(guān)系如圖14所示,將分離艙沿長(zhǎng)度方向切分為若干寬度為dL的微元進(jìn)行分析。

每個(gè)微元面積dS=DdL,半徑R處法向相對(duì)速度Vz=Vsinγ-ωR,每個(gè)微元法向氣動(dòng)力dfz=0.5CzρVz2dS,其中R為分離艙上任意點(diǎn)與鉸鏈的距離。

(9)

因此,分析分離艙張開(kāi)特性時(shí)應(yīng)當(dāng)考慮分離艙轉(zhuǎn)動(dòng)引起的法向速度分量,將定常計(jì)算得到的氣動(dòng)力矩My0進(jìn)行修正后再使用。

4.2 修正前后對(duì)比分析

左、右分離艙氣動(dòng)力矩?cái)?shù)值修正后隨張開(kāi)角的變化曲線如圖15、16所示。修正后左分離艙氣動(dòng)力矩最大相對(duì)誤差由58.1%變?yōu)?0.3%,右分離艙氣動(dòng)力矩最大相對(duì)誤差由30.1%變?yōu)?.1%。

左、右分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間變化的曲線如圖17、18所示。氣動(dòng)力修正后左分離艙的張開(kāi)過(guò)程與試驗(yàn)結(jié)果基本一致,右分離艙張開(kāi)至限位角度所經(jīng)歷時(shí)間與試驗(yàn)值的相對(duì)誤差由18%減小為4.2%。修正后左、右分離艙張開(kāi)角速度、角加速度隨時(shí)間變化曲線如圖19～20所示。

由圖15～22可知,將數(shù)值修正前后分離艙張開(kāi)的氣動(dòng)力、角速度和角加速度與相應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果作對(duì)比,結(jié)果表明,基于定常氣動(dòng)力修正來(lái)研究分離艙張開(kāi)特性的數(shù)值方法是合理的。

采用前述基于定常氣動(dòng)力修正的數(shù)值方法分別對(duì)側(cè)滑角β=0°、β=1°和β=3°時(shí)下分離艙的張開(kāi)特性進(jìn)行研究。不同側(cè)滑角時(shí)左右分離艙氣動(dòng)力矩My隨張開(kāi)角的變化曲線如圖23所示。β=0°時(shí)左右分離艙氣動(dòng)力矩基本一致,側(cè)滑角越大,左右分離艙氣動(dòng)力矩差異越大,β=3°時(shí)右分離艙氣動(dòng)力矩比左分離艙大21%左右。

圖14 試驗(yàn)時(shí)分離艙與氣流的實(shí)際 圖15 左分離艙氣動(dòng)力矩隨張開(kāi)角 圖16 右分離艙氣動(dòng)力矩隨張開(kāi)角相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系 變化曲線 變化曲線

圖17 左分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間 圖18 右分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間 圖19 左分離艙角加速度隨時(shí)間變化曲線 變化曲線 變化曲線

圖20 右分離艙角加速度隨時(shí)間 圖21 左分離艙角速度隨時(shí)間 圖22 右分離艙角速度隨時(shí)間變化曲線 變化曲線 變化曲線

不同側(cè)滑角時(shí)左右分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間變化曲線如圖24所示。由于右分離艙轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Jy略大于左分離艙的,β=0°時(shí)右分離艙張開(kāi)速度略慢于左分離艙。有側(cè)滑角時(shí),左右分離艙氣動(dòng)力的差異導(dǎo)致二者張開(kāi)的不同步性的出現(xiàn),β=3°時(shí)左分離艙張開(kāi)至解脫角度所需時(shí)間比右分離艙的多25%。

左、右分離艙張開(kāi)的不同步會(huì)導(dǎo)致戰(zhàn)斗載荷周?chē)鲌?chǎng)的不對(duì)稱而加劇其姿態(tài)變化,增加雷箭分離干涉的風(fēng)險(xiǎn);左、右分離艙張開(kāi)不同步將導(dǎo)致二者從運(yùn)載體上解脫的不同步,

引發(fā)運(yùn)載體姿態(tài)的大幅變

(a)β=0° (b)β=1° (c)β=3°圖23 不同側(cè)滑角下分離艙氣動(dòng)力矩隨張開(kāi)角變化

(a)β=0° (b)β=1° (c)β=3°圖24 不同側(cè)滑角下分離艙張開(kāi)角隨時(shí)間的變化

化,進(jìn)而導(dǎo)致前后體在分離時(shí)發(fā)生干涉碰撞。因此,雷箭分離前必須對(duì)側(cè)滑角進(jìn)行嚴(yán)格控制以減小左、右分離艙張開(kāi)的不同步性。

5 結(jié) 論

本文通過(guò)火箭橇地面試驗(yàn)和數(shù)值方法獲得了分離艙張開(kāi)特性,主要工作及結(jié)論如下:

(1)設(shè)計(jì)火箭橇地面試驗(yàn)?zāi)M實(shí)尺度火箭助飛魚(yú)雷的真實(shí)分離條件,獲得了雷箭分離時(shí)分離艙張開(kāi)特性;

(2)本文提出了基于定常數(shù)值計(jì)算結(jié)果的修正方法,將分離艙法向相對(duì)速度進(jìn)行修正后得到的分離艙張開(kāi)特性(氣動(dòng)力、張開(kāi)時(shí)序、張開(kāi)角速度和張開(kāi)角加速度)與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合。該方法可依據(jù)典型工況下定常數(shù)值計(jì)算結(jié)果,對(duì)不同分離條件下分離艙動(dòng)態(tài)張開(kāi)的非定常特性進(jìn)行預(yù)報(bào),計(jì)算效率高,適用于雷箭分離方案的初步設(shè)計(jì);

(3)雷箭分離時(shí),側(cè)滑角會(huì)引起分離艙張開(kāi)的不同步,增加雷箭分離時(shí)干涉的風(fēng)險(xiǎn),雷箭分離前必須對(duì)側(cè)滑角進(jìn)行嚴(yán)格控制。

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ExperimentalandNumericalResearchontheUnfoldingPerformanceofSeparatingCapsulesforRocket-AssistedTorpedoes

BAI Zhining, ZHOU Jingjun, CAI Weijun, WANG Mingzhou, SHI Xiaolong

(The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi’an 710077, China)

To study the unfolding performance of separating capsules for the rocket-assisted torpedo and offer theoretical foundation for the torpedo-rocket separation design, the experimental and numerical methods were researched. The rocket sled experiment was conducted to simulate the torpedo-rocket separating environment, and the time series of the separating capsules were monitored and recorded to identify the unfolding performance of the separating capsules. A revised numerical method of steady aerodynamic force for the separating capsules was proposed and proved through comparison with the experimental results. The unfolding performance of the separating capsules under the sideslip angle was analyzed based on the revised numerical method. The method can save computer resources and is more efficient compared with the unsteady numerical simulation, and it can simulate the unfolding process under different conditions based on several typical steady results. Thus the numerical method can be used for rapid prediction of the torpedo-rocket separation scheme. It is shown that the sideslip angle may lead to asynchronism of the separating capsules. So the sideslip angle should be controlled strictly in order to reduce the interference and collision risk during torpedo-rocket separation.

rocket-assisted torpedo; separating capsule; rocket sled experiment; numerical method

2017-06-29。 作者簡(jiǎn)介: 白治寧(1988—),男,博士生,工程師。 基金項(xiàng)目: 海裝預(yù)先研究資助項(xiàng)目(3020601030101)。

10.7652/xjtuxb201801020

TJ630.2

A

0253-987X(2018)01-0136-07

(編輯 趙煒 苗凌)