某艦載擾流片式導(dǎo)彈主推力氣動仿真

馬武舉，楊海濤

（中國船舶重工集團有限公司第七一〇研究所，湖北 宜昌 443003）

0 引言

海戰(zhàn)場正逐漸成為未來戰(zhàn)爭的主戰(zhàn)場，精確制導(dǎo)彈藥在海洋戰(zhàn)爭中扮演著重要角色。為適應(yīng)艦載精確制導(dǎo)導(dǎo)彈愈來愈小的發(fā)展趨勢和快速上艦要求，需要為小型精確制導(dǎo)武器設(shè)計新的發(fā)動機主推力控制機構(gòu)。常見的主推力控制機構(gòu)有燃氣舵、喉部針?biāo)ê蛿_流片。擾流片式主推力控制是將擾流片伸入發(fā)動機尾流，造成發(fā)動機推力損失，從而實現(xiàn)對導(dǎo)彈的制導(dǎo)與控制。擾流片式主推力控制具有耐燒蝕、響應(yīng)速度快和不工作時無主推力損失等優(yōu)點[1-3]。

國內(nèi)外學(xué)者針對擾流片推力矢量控制技術(shù)開展了相應(yīng)數(shù)值仿真和試驗研究。Patel等[4]和Guery等[5]開展了擾流片外形和阻塞面積對發(fā)動機矢量力影響。Parviz等[6]開展了高超聲速射流試驗研究擾流片矢量力控制能力。Steffen等[7]開展了擾流片矢量力數(shù)值仿真計算，并通過試驗驗證了數(shù)值仿真模型的正確性。崔業(yè)兵等[8]對圓弧型擾流片進行氣動特性仿真和發(fā)動機點火試驗，得到擾流片氣動力隨著伸入流場高度的增加線性增大，擾流片阻塞面積率與推力偏轉(zhuǎn)角呈正比的結(jié)論。王曉輝等[9]通過數(shù)值仿真研究了擾流片推力矢量控制的工作原理。叢戎飛等[10]研究了擾流片幾何形狀對軸對稱噴管推力矢量氣動特性的影響規(guī)律，提出了減小推力損失的設(shè)計方法。目前，擾流片矢量控制技術(shù)研制中，擾流片均通過在發(fā)動機噴口端面平動的方式進行主推力控制[11]。隨著智能可控導(dǎo)彈的小型化發(fā)展（發(fā)動機噴口尺寸越來越小），擾流片在發(fā)動機噴口平動的布局形式并不適用，迫切需要提出新的擾流片氣動布局形式。

為加快小型智能可控導(dǎo)彈的上艦（艦載發(fā)射裝置炮管內(nèi)徑小）進程，本文針對小型艦載智能可控導(dǎo)彈提出了擾流片繞定軸轉(zhuǎn)動的氣動布局方案，采用CFD數(shù)值仿真方法系統(tǒng)性地研究擾流片安裝位置、發(fā)動機噴口壓力對固體火箭發(fā)動機主推力調(diào)節(jié)特性的影響規(guī)律，本文研究結(jié)果可為該項技術(shù)的工程化實現(xiàn)提供設(shè)計方法和飛行力學(xué)參數(shù)。

1 擾流片主推力控制原理

擾流片通過繞定軸轉(zhuǎn)動進行發(fā)動機主推力調(diào)節(jié)，如圖1所示。擾流片與豎直方向的夾角θ為舵偏角，固體火箭發(fā)動機進行主推力調(diào)節(jié)時，4個擾流片的舵偏角θ相同。

圖1 擾流片矢量控制系統(tǒng)Fig.1 Spoiler vector control system

擾流片主推力控制原理：發(fā)動機噴口為超聲速氣流，擾流片旋轉(zhuǎn)伸入發(fā)動機尾流場使超聲速氣流的流動方向被迫突然變化，發(fā)動機噴口將產(chǎn)生激波。激波在擾流片迎風(fēng)面形成高壓區(qū)，使擾流片受到了與發(fā)動機主推力方向相反的作用力△Fr，從而引起了發(fā)動機推力損失。發(fā)動機主推力計算公式如下：

式中：ρ為氣流密度；v為出口截面微元出燃氣的平均速度；p為出口截面微元的平均壓強；p∞為環(huán)境大氣壓強；N為出口截面微元的單位矢量；ΔA為發(fā)動機噴口面積。

2 數(shù)值仿真方法

2.1 控制方程與湍流模型

固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場復(fù)雜，本文數(shù)值仿真基于以下假設(shè)：1）燃氣為理想氣體，且為單一氣源；2）忽略燃氣與噴管壁面的摩擦傳熱；3）流場中的流動為定常流動；4）流動過程中不考慮發(fā)生的化學(xué)反應(yīng)。本文數(shù)值仿真控制方程采用笛卡爾坐標(biāo)系下的三維N-S方程：

式中：Q為守恒變量矢量；E、F、G為無粘通矢量；EV、FV、GV為粘性通矢量[12]。

固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場中涵蓋了亞音速、跨音速和超音速流動，粘性影響顯著，擾流片位置溫度高且存在激波和附面層流動分離等問題，湍流模型選用兩方程的Realizable k-ε湍流模型[13]。

2.2 網(wǎng)格與邊界條件

擾流片數(shù)值仿真模型如圖2，數(shù)值仿真模型中包含2個計算域，固體火箭發(fā)動機位于計算域1中，擾流片位于計算域2中。分別對2個計算域進行網(wǎng)格繪制，計算域1采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格繪制，其中網(wǎng)格節(jié)點數(shù)目為170萬；計算域2采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格繪制，并對擾流片近壁面網(wǎng)格進行加密，其中網(wǎng)格節(jié)點數(shù)目為325萬。本文中固體火箭發(fā)動機內(nèi)徑 144 mm，收縮半角 40°，喉部直徑13.9 mm，擴張半角12°，噴口直徑29 mm。圖3分別為發(fā)動機和擾流片表面網(wǎng)格。利用ICEM-CFD軟件網(wǎng)格拼接技術(shù)對2個計算域進行組裝，數(shù)值仿真計算采用Ansys-Fluent軟件。

圖2 計算域Fig.2 Computational domain

圖3 數(shù)值仿真網(wǎng)格Fig.3 Numerical simulation grid

為方便發(fā)動機內(nèi)流場控制方程組數(shù)值求解，采用壓力入口、壓力出口邊界條件；發(fā)動機壁面和擾流片均設(shè)置為剛性絕熱壁面。計算過程中監(jiān)測發(fā)動機噴口平均速度和擾流片受到的氣動阻力△Fr，當(dāng)50個計算步長內(nèi)監(jiān)測量的偏差不超過0.5%，則認(rèn)為迭代收斂。

3 擾流片位置對主推力的影響

擾流片與發(fā)動機噴口的相對位置關(guān)系可決定發(fā)動機主推力調(diào)節(jié)能力和主推力調(diào)節(jié)角度范圍。本文開展了3種工況，研究了擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動機中心軸線的距離l和距離發(fā)動機噴口高度h對發(fā)動機主推力調(diào)節(jié)特性的影響，擾流片與發(fā)動機噴口的位置關(guān)系如圖4所示。

圖4 擾流片與發(fā)動機噴口相對位置Fig.4 Relative position of the spoiler and the engine nozzle

工況1-3中，擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動機中心軸線的距離l和發(fā)動機噴口的高度h（負(fù)號代表旋轉(zhuǎn)軸在發(fā)動機噴口下方）如表1所示。

表1 旋轉(zhuǎn)軸位置Table 1 Rotation axis position

針對工況1-3的擾流片位置，分別開展了發(fā)動機主推力特性數(shù)值仿真研究。數(shù)值仿真采用壓力入口邊界條件，入口壓力為3.6 MPa，溫度3 000 K；出口為壓力出口，壓力為101.325 kPa，溫度300 K；擾流片和發(fā)動機壁面為無滑移絕熱壁面。數(shù)值仿真得到不同舵偏角下的發(fā)動機主推力，計算結(jié)果如圖5。圖中同時給出了無損失的發(fā)動機主推力（660 N）和70%無損失發(fā)動機推力數(shù)值仿真結(jié)果。數(shù)值仿真結(jié)果表明：1）當(dāng)舵偏角較小時，擾流片未能伸入發(fā)動機尾流，擾流片不具備發(fā)動機主推力調(diào)節(jié)能力，當(dāng)擾流片對主推力起控后，發(fā)動機推力損失隨著擾流片舵偏角的增加而增大；2）當(dāng)擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動機噴口的高度增加10 mm，主推力調(diào)節(jié)起控舵偏角不變，70%主推力調(diào)節(jié)角度范圍增大3.4°；3）當(dāng)擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動機中心軸線的距離增加5 mm，主推力調(diào)節(jié)起控舵偏角增加約15°，70%主推力調(diào)節(jié)角度范圍增大7.2°。

圖5 擾流片不同位置發(fā)動機主推力Fig.5 Main thrust of engine with spoiler at different positions

圖6給出了工況 1和工況 3的起控角度示意圖。示意圖中，工況1和工況3對應(yīng)的擾流片起控舵偏角分別為21.5°和36.7°，起控舵偏角幾何分析與數(shù)值仿真結(jié)果偏差較小。結(jié)果表明：擾流片起控舵偏角隨著擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動機中心軸線的距離l的增加而增大；擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動機噴口高度h的改變對擾流片起控舵偏角基本不影響。

圖6 起控角度Fig.6 Initial control angle

圖7是發(fā)動機推力為初始推力70%時，工況1和工況3擾流片舵偏角和擾流片在發(fā)動機噴口投影面積的示意圖。

圖7 擾流片投影面積Fig.7 Projected area of spoiler

數(shù)值仿真得到70%推力時，擾流片舵偏角和發(fā)動機阻塞率[14]計算結(jié)果如表2所示。發(fā)動機阻塞率為擾流片在發(fā)動機噴口投影面積與發(fā)動機噴口面積的比值。數(shù)值仿真結(jié)果表明：不同于擾流片在噴口平動的布局形式，本文中發(fā)動機阻塞率對發(fā)動機主推力的影響與擾流片旋轉(zhuǎn)軸位置有關(guān)。

表2 擾流片投影面積Table 2 Projected area of spoiler

4 噴口壓力對主推力的影響

針對工況3，研究了壓力對發(fā)動機主推力的影響，其中發(fā)動機噴口壓力分別為3.6 MPa、3.2 MPa、2.8 MPa，擾流片舵偏角為40°～60°，發(fā)動機主推力數(shù)值仿真結(jié)果如圖8所示。數(shù)值仿真結(jié)果表明：固定入口壓力，發(fā)動機推力隨著擾流片舵偏角的增加而降低；固定舵偏角，主推力隨著發(fā)動機噴口壓力的增加而增大。

圖8 不同壓力下發(fā)動機推力Fig.8 Engine thrust at different pressures

圖9為數(shù)值仿真得到發(fā)動機噴口壓力3.6 MPa，擾流片舵偏角為40°、45°和55°時，流場沿著流向的截面速度分布云圖。受擾流片對發(fā)動機尾噴流的阻塞影響，發(fā)動機噴口的氣流急劇壓縮導(dǎo)致發(fā)動機噴口出現(xiàn)激波。云圖結(jié)果表明：激波型面與擾流片舵偏角有關(guān)，隨著舵偏角的增大，激波型面逐漸向發(fā)動機噴口移動且發(fā)動機噴口端面的激波型面由斜激波逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)檎げā?/p>

圖9 不同舵偏角下速度云圖Fig.9 Velocity cloud diagram at different deflection angles

5 結(jié)束語

針對常規(guī)擾流片推力矢量控制機構(gòu)無法適裝于小噴口固體火箭發(fā)動機的問題，本文設(shè)計了一種新的擾流片矢量控制機構(gòu)。采用數(shù)值仿真方法研究了矢量控制機構(gòu)中擾流片安裝位置和噴口壓力對發(fā)動機主推力特性的影響，主要工作和結(jié)論如下：

1）增加擾流片旋轉(zhuǎn)軸與發(fā)動機中心軸線的距離可增大發(fā)動機主推力調(diào)節(jié)角度范圍，但發(fā)動機起控角度也會隨著增大。

2）本文的擾流片矢量機構(gòu)，發(fā)動機推力隨著擾流片舵偏角的增加而降低；固定舵偏角，主推力隨著發(fā)動機噴口壓力的增加而增大。

3）進行主推力調(diào)節(jié)，當(dāng)舵偏角較小時，噴口激波型面為斜激波；當(dāng)舵偏角較大時，噴口激波型面為正激波。