自推進紅外干擾彈氣動特性影響規律研究

羅健，馬賢杰，陳偉星，李石川，陳寧

（1.航空工業沈陽飛機設計研究所，遼寧 沈陽 110000；2.中國航天科工集團8511研究所，江蘇 南京 210007）

0 引言

紅外制導技術廣泛應用于防空導彈武器系統中，對軍用飛機造成嚴重威脅，而紅外干擾彈具有效費比高、勤務處理簡單等優點，是飛機“保命”的最后一道防線，可以有效對抗來襲的面空、空空導彈威脅［1-2］。目前國內飛機配備的紅外干擾彈主要有“點源”、“多點源”、“面源”等類型，這些類型的紅外干擾彈被投射后從飛機后方自由墜落，由于速度迅速衰減，快速落后于載機，容易被具備軌跡識別和波門縮減等抗干擾能力的紅外導引頭導彈鑒別，導致干擾失敗［3］。自推進紅外干擾彈是一種具備伴飛功能的新型紅外干擾彈，通過加裝發動機和尾翼，發動機工作時向后噴氣產生紅外輻射和軸向推力，在水平方向產生一定的加速度，從而獲得模擬高速軍用飛機運動特征的效果［4］。這種紅外干擾彈形成的干擾源在持續時間內與載機運動特征基本保持一致，使導引頭無法及時通過軌跡關聯算法分辨出真實目標，實現欺騙干擾。

自推進干擾彈要求彈體飛行過程中保持穩定，對氣動外形提出了一定要求。目前干擾彈的外形主要有類似長方體型和類似圓柱體型，為縮短研制周期，需要在現有干擾彈的基礎上改進氣動外形以滿足飛行穩定性要求；由于發射器的限制，彈總長、截面尺寸已經確定。綜合考慮以上因素，本文主要研究方型彈頭部、尾翼結構對全彈氣動特性的影響，為自推進紅外干擾彈的設計提供參考。

1 數值計算方法與模型

1.1 干擾彈氣動參數計算方法與基本模型

1） 流體域基本控制方程

使用CFD商業軟件對干擾彈的外流場進行數值模擬，流體域在Navier-Stokes方程的基礎上，湍流模型選擇兩方程的k-ε模型對方程進行求解，三維Navier-Stokes方程通用形式如下［5］：

式中，U為守恒變量；FC為無黏通量，FV為黏性通量，n為控制體表面法向量。

2） 干擾彈基本物理模型與網格

干擾彈基本物理模型如圖1所示，彈體截面為長方形。彈頭部進行了鈍化處理，鈍化弧度接近窄邊的一半。彈尾部采用橫向折疊直尾翼，本文在計算過程中假設彈體寬面為迎風面，窄面與來流氣體速度平行。

圖1 干擾彈基本物理模型

由于模型的對稱性，為節省計算資源，僅計算1/2區域。采用非結構網格離散計算域，干擾彈彈體表面網格以及計算域全域網格分布分別如圖2—3所示，網格總數為130萬。

圖2 干擾彈表面網格分布

圖3 計算域網格分布

1.2 干擾彈不同影響因素

1.2.1 干擾彈不同頭部結構

為研究彈體頭部結構對全彈氣動參數的影響，本文在基本模型的基礎上將頭部改為平頭結構，如圖4所示。

圖4 方形彈平頭結構示意圖

分別計算2種物理模型在典型工況下（來流Ma數0.8，攻角0°、10°、70°）的氣動參數，并進行對比分析，為干擾彈彈體頭部形狀設計提供參考。

1.2.2 干擾彈尾翼弦長

方形干擾彈采用橫向折疊的平板直尾翼，翼型為矩形。其尾翼的厚度、展長由結構、強度要求決定，而后掠角、根稍比等參數對全彈氣動特性影響較小。因此尾翼弦長和尾翼張開角度是影響氣動特性的主要設計因素。

基本模型中尾翼的弦長為L，在基本模型的基礎上，將尾翼弦長增加10 mm和減少10 mm，分別計算3種模型在典型工況下的氣動參數，為干擾彈尾翼弦長的設計取值提供參考。

1.2.3 干擾彈尾翼展開角度

在基礎模型的基礎上，增大展開角度（135°）和減小展開角度（45°），計算分析得到尾翼展開角度對氣動特性的影響規律，為尾翼展開角度設計取值提供參考，如圖5所示。

圖5 尾翼展開角度模型

2 結果與分析

2.1 不同頭部結構下干擾彈氣動參數

不同頭部形狀下干擾彈的氣動參數如表1所示。從表中可以發現，鈍頭結構阻力系數更小，升力系數和俯仰力矩系數更大，說明鈍頭結構有利于減小氣動阻力，提升干擾彈的穩定性。

表1 典型工況下干擾彈重要氣動參數

2.2 不同尾翼弦長下干擾彈氣動參數

不同尾翼弦長下干擾彈氣動參數如表2所示。從表中可以看出，隨著尾翼弦長的增加，阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數都有所增加。說明尾翼弦長越長，干擾彈穩定性越好；但是達到一定值后，再增加弦長對干擾彈穩定性的提升較小。

2.3 不同尾翼展開角度下干擾彈氣動參數

不同尾翼展開角度下干擾彈氣動參數如表3所示。從表中可以看出，尾翼展開角度越大，干擾彈阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數越大。攻角為10°條件下，相較于展開角度為45°時，展開角度為90°的模型下俯仰力矩系數提升率為42.2%；而相對于展開角度為90°時，展開角度為145°的模型下俯仰力矩提升率僅為4.8%。但是在攻角為70°條件下，展開角度為145°的模型俯仰力矩提升率相對較大，達12.4%。也就是說在小攻角條件下，增大展開角度至90°以上對干擾彈穩定性提升效果不大；在大攻角條件下，增大展開角度至90°以上對干擾彈穩定性提升效果相對較好。綜合考慮扭簧展開角度受限和窄邊飛行情況，建議尾翼展開角度在90°～145°之間選擇。

表 2 不同尾翼弦長下干擾彈氣動參數

表 3 不同尾翼展開角度下干擾彈氣動參數

3 結論

本文計算了干擾彈在不同頭部形狀、尾翼弦長和展開角度下的氣動參數，分別分析了這3個因素對全彈氣動特性的影響，結果表明：

1）相較于鈍頭型，平頭形干擾彈阻力系數較大，升力系數、俯仰力矩系數較小，但差異不大。在結構允許的情況下可以對頭部進行鈍化處理，若結構不允許，可不鈍化。

2）尾翼弦長越長，干擾彈升力系數、俯仰力矩系數就越大。在軸向空間允許的情況下，弦長越大越好。

3）對于方形彈，尾翼展開角度越大，升力系數、俯仰力矩系數就越大，單從該方面來說尾翼展開角度最大可以達到180°，但考慮到扭簧展開角度受限等因素，建議尾翼展開角度在90°～145°之間選取。

4 結束語

本文通過數值模擬研究了干擾彈頭部形狀、尾翼弦長和尾翼展開角度全彈氣動特性參數的影響，得出的結論可為自推進紅外干擾彈的氣動外形設計提供一定的參考。