三維內(nèi)埋式航彈與載機分離非定常流場數(shù)值模擬

李 菁，陳 幫,胡俊香

(1.安徽神劍科技股份有限公司， 合肥 230000； 2.陸軍南京軍代局， 南京 210024)

機彈分離過程中，載機和航彈間會產(chǎn)生復(fù)雜的非定常氣動干擾，特別是在分離初期，氣動干擾會使航彈的氣動力特性和飛行特性產(chǎn)生很大的變化，影響到安全分離，甚至可能會造成彈體與載機相撞的飛行事故。因此研究載機與航彈分離的非定常流場[1-3]，分析航彈發(fā)射過程中機彈氣動干擾力以及分離過程中彈的氣動特性及氣動干擾機理十分必要?；趧討B(tài)網(wǎng)格[4-6]的CFD計算技術(shù)是近年計算流體動力學(xué)最新發(fā)展成熟的重大成果，用于解決由于流場邊界運動造成的流場域隨時間變化解算問題，動網(wǎng)格耦合求解Euler/N-S方程和彈道方程可用于模擬分離和多體相對運動的非定常復(fù)雜流場。

1 國內(nèi)外研究概況

從20世紀(jì)90年代開始，求解Euler/N-S方程及彈道方程的數(shù)值模擬方法的研究大部分采用準(zhǔn)定常方法，如Rainaidd、 Gillybeof等[7-9]進行的研究。結(jié)果表明，在預(yù)測彈體分離軌跡等方面與實驗得到的結(jié)果較為一致，但無法準(zhǔn)確得到多體分離過程中的非定常流場氣動參數(shù)。21世紀(jì)，Pieter、KAC和KDA公司等[10-14]在數(shù)值模擬方法對分離問題進行的研究有了新成果。隨著動網(wǎng)格技術(shù)的發(fā)展，國外采用各種動網(wǎng)格技術(shù)并耦合求解Euler/N-S方程和彈道方程來模擬分離和多體相對運動的非定常復(fù)雜流場。Baum和Loher等[15]研究了采用非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)及耦合求解Navier-Stokes方程和彈道方程的非定常數(shù)值模擬方法，并成功應(yīng)用于機載外掛物分離、飛行員及座椅與載機的分離等問題的研究。

國內(nèi)采用準(zhǔn)定常數(shù)值模擬方法研究多體干擾流場的工作取得了大量的成果，而采用非定常方法耦合求解N-S方程及彈道方程研究多體干擾分離問題的工作仍處于起步階段。20世紀(jì)90年代開始，機彈分離[16]與氣動干擾問題日益突出。上海大學(xué)、上海交通大學(xué)1011研究室等[17-19]對飛機外掛分離過程的機彈干擾問題進行了卓有成效的研究。隨著航空航天飛行器的發(fā)展，CFD工作者逐漸展開了耦合求解N-S方程及彈道方程的非定常數(shù)值模擬方法研究。從成果看，數(shù)值方法能很好地捕捉機彈干擾復(fù)雜流場的流動特性，機彈干擾的流場復(fù)雜，對于不同的發(fā)射條件和導(dǎo)彈掛載方式的不同，導(dǎo)彈分離受到的干擾程度和規(guī)律有所不同。

2 計算模型及計算條件

以長深比L/D為三維空腔作為載機的內(nèi)埋彈艙計算模型，對三維內(nèi)埋式航彈與載機的非定常分離過程進行了數(shù)值模擬。其中初始時刻航彈與載機內(nèi)埋彈艙的相對位置示意圖如圖1，航彈三維計算外形如圖2。

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對內(nèi)埋式航彈與載機分離的非定常流場區(qū)域進行離散，計算時首先保持彈體與載機內(nèi)埋彈艙空腔的初始相對位置不變進行定常計算獲得一個定常解，然后在此基礎(chǔ)上再開始自由投放進行非定常動態(tài)網(wǎng)格數(shù)值計算。

計算條件為：L/D=3；來流Ma=2，；α=0°,2°,4°；航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s，15 m/s；氣壓為30 116.5 Pa，溫度為228.2 K。

圖1 三維機彈分離計算模型對稱面示意圖

圖2 三維航彈計算模型示意圖

3 非定常數(shù)值模擬結(jié)果

3.1 非定常流場數(shù)值模擬結(jié)果

圖3～圖6為L/D=3，Vs0=10 m/s，Ma=2，α=0°條件下分離過程中不同時刻航彈對稱面的等壓力線圖。從圖3～圖6可以看出，在機彈分離的過程中，載機彈艙敞開后，在彈艙空腔和航彈間存在強烈的氣動干擾，這種干擾隨著航彈與彈艙間距的增大逐漸減弱。當(dāng)來流為超音速時，彈艙空腔前緣出現(xiàn)激波，在分離過程中，航彈要穿過此激波，導(dǎo)致彈體氣動力變化劇烈。當(dāng)航彈穿過彈艙空腔前緣激波后，就不再受彈艙空腔周圍流動的影響，即脫離了彈艙干擾區(qū)。

圖3 T=0 s時航彈對稱面的等壓力線

圖5 T=0.4 s時航彈對稱面的等壓力線

圖6 T=0.6 s時航彈對稱面的等壓力線

3.2 非定常分離過程中航彈氣動特性變化規(guī)律

圖7～圖10所示為機彈分離過程中，當(dāng)來流馬赫數(shù)為Ma=2、來流攻角為α=0°,航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s時，航彈的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和姿態(tài)角隨機彈間距變化曲線。

圖曲線

圖曲線

由圖7可看出，航彈的阻力系數(shù)隨著機彈間距的增大呈增大趨勢，且在空腔近區(qū)變化較大，但是到一定距離以后變化趨于平緩，當(dāng)航彈脫離載機的干擾區(qū)后，又有一個大的變化。

由圖8可看出，航彈在初始下拋的過程中，升力系數(shù)為正，隨著機彈間距的增大，升力系數(shù)逐漸變?yōu)樨?fù)值，隨后又變?yōu)檎担译S機彈間距增大而增大。

圖曲線

圖曲線

由圖9可看出，在分離過程中，航彈的俯仰力矩變化劇烈，呈振蕩變化。

由圖10可看出，隨著機彈間距的增大航彈的姿態(tài)角先為小的正值，當(dāng)機彈間距增大到一定程度后，姿態(tài)角變?yōu)樨?fù)值，且隨著機彈間距離增大，負(fù)值增大。

造成航彈氣動力劇烈變化的原因主要是，機彈間距較小時載機武器艙敞開艙室對航彈周圍流場的干擾劇烈引起的。

圖11和圖12分別是分離過程中，航彈姿態(tài)角隨時間變化曲線和機彈垂向間距隨時間變化曲線。可看出，隨著下落時間的增加，航彈下落速度加快，且航彈的姿態(tài)角先為小的正值，后變?yōu)樨?fù)值，且負(fù)值逐漸增大。

3.3 航彈初始下拋速度對非定常分離的影響

圖13～圖16所示為機彈分離過程中，在來流馬赫數(shù)為Ma=2，來流攻角為α=4°，航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s和15 m/s時，航彈的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和姿態(tài)角隨機彈間距變化曲線。

由圖13～圖16可以看出，當(dāng)航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s時，分離過程中其氣動特性變化較大。當(dāng)航彈下拋速度增大到Vs0=15 m/s時，情況有明顯改善，易分離。

圖17和圖18分別是不同的航彈初始下拋速度的情況下，在機彈分離過程中，航彈姿態(tài)角隨時間變化曲線和機彈垂向間距隨時間變化曲線。

圖11 姿態(tài)角隨時間的變化曲線

圖12 機彈垂向間距隨時間變化曲線

圖曲線

圖曲線

圖曲線

圖曲線

圖17 姿態(tài)角隨時間變化曲線

圖18 機彈垂向間距隨時間變化曲線

從圖17可以看出，在分離的過程中，初始速度為Vs0=15 m/s的情況下航彈的姿態(tài)角隨時間的變化與初始速度為Vs0=10 m/s時航彈的姿態(tài)角隨時間的變化基本一致。從圖18可看出，航彈下落到一定距離所用的時間，初始速度為Vs0=15 m/s的比初始速度為Vs0=10 m/s的明顯短，即初始下拋速度越大，離開載機干擾區(qū)的時間就越短。

綜上所述，航彈的初始下拋速度決定了機彈分離時間的長短和分離過程中航彈姿態(tài)的變化。初始下拋速度越大，機彈分離的時間就越短，航彈姿態(tài)角變化越小，有利于分離過程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定，從而有利于機彈安全分離。反之，初始下拋速度越小，航彈姿態(tài)角變化越大，不利于分離過程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定，甚至?xí)霈F(xiàn)航彈翻轉(zhuǎn)或撞擊載機的危險。

3.4 非定常分離軌跡圖

圖19顯示的是來流馬赫數(shù)為Ma=2，來流攻角為α=2°，航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s，長深比L/D=3的武器艙拋撒航彈時機彈分離過程中航彈的運動軌跡。從圖19中看出隨著時間的推移，航彈下落得更快，且向后移動的位移量越來越大，航彈姿態(tài)變化越來越大。

圖19 Ma=2、α=2°、Vs0=10 m/s時機彈分離過程中航彈的運動軌跡

4 結(jié)論

1) 內(nèi)埋式航彈與載機的分離時，彈艙空腔對航彈與載機的分離流場有很大影響，特別是分離初期，當(dāng)航彈還位于彈艙內(nèi)部和彈艙附近時，影響尤其嚴(yán)重。

2) 航彈的初始下拋速度決定了機彈分離時間的長短和分離過程中航彈姿態(tài)的變化。初始下拋速度越大，機彈分離的時間就越短，航彈姿態(tài)角變化越小，有利于分離過程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定，從而有利于機彈安全分離。反之，初始下拋速度越小，航彈姿態(tài)角變化越大，不利于分離過程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定。