王　博，　馬貴春，　陳　陽

（中北大學機電工程學院， 山西　太原　030051）

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不同點火時間導彈滑彈一體式發(fā)射數(shù)值模擬

王博，馬貴春，陳陽

（中北大學機電工程學院， 山西太原030051）

使用計算流體力學軟件Fluent對導彈滑彈一體式發(fā)射的過程進行模擬研究。通過對比導彈彈射后不同點火時間對機翼的氣動干擾情況，找出使用滑彈一體式發(fā)射裝置時合適的導彈發(fā)動機點火時間。

無人機滑彈一體式發(fā)射裝置尾噴流

近年來，無人機在軍事領域得到了廣泛應用，其偵查打擊一體化是它在軍事領域的重要發(fā)展方向之一[1]。作為無人機的攻擊手段，導彈發(fā)射時對無人機的氣動干擾是研究的一個重點。氣動干擾不僅影響無人機的飛行安全，同時也對導彈能夠精確打擊目標有一定的影響?，F(xiàn)在常用的導彈發(fā)射裝置包括導軌式裝置、彈射式裝置以及旋轉式發(fā)射裝置，而同時具備導軌式以及彈射式兩種發(fā)射裝置功能的滑彈一體式發(fā)射裝置是導彈發(fā)射裝置的發(fā)展方向之一[2]。因此，針對該發(fā)射裝置進行機載導彈發(fā)射過程進行模擬并通過模擬結果分析導彈滑彈一體式發(fā)射裝置的優(yōu)缺點，對于該發(fā)射裝置的研制具有一定的參考價值。

研究過程以較為成熟的計算流體力學為理論基礎，以計算流體力學軟件Fluent為平臺，結合非結構動網格技術對二維機翼掛載導彈的模型進行數(shù)值模擬，模擬過程使用k-ω二方程湍流模型[3]。通過分析導彈彈射后不同時間點火時機翼周圍流場的差異，得到合適的導彈點火時間。

1　理論基礎

連續(xù)性方程：

動量守恒方程：

能量守恒方程：

式中：i=x，y，z；j=x，y，z；ρ、u、p、E分別是流體密度、速度、壓力及總能量。

結構化網格易于實現(xiàn)邊界擬合，適用于流體和應力集中等問題的計算，但適用范圍較小，一般用于規(guī)則的圖形。非結構網格易于生成、網格質量較好，但相較于結構化網格，非結構網格的數(shù)量較多。本研究屬于多體分離問題，使用非結構動網格技術能夠很好地解決該問題。由于在運動過程中，導彈與機翼具有較大的網格變形，因此使用彈簧光順法和局部網格重構技術不斷更新變形大的網格，從而保證網格質量。

彈簧光順法是將任意兩個網格節(jié)點的連線看作理想的彈簧，將計算域的改變看作彈簧的拉伸或者壓縮，通過彈簧彈力的變化得到計算域的變化量，彈力的大小由胡克定律得到[4]。

局部網格重構技術是指隨著物體不斷運動，對于變形大的網格進行重新劃分。當網格變形超出設置的尺寸范圍時，較大的網格自動分裂，較小的網格自動合并，從而使網格的大小保持在給定范圍之內，進而保證網格的質量。

2　模擬條件的設定

模擬過程使用二維機翼下掛載導彈的模型，其中，機翼翼型為NACA0012，導彈模型為簡化縮小的“海爾法”導彈，導彈長0.8 m，長徑比約20。設定無人機的飛行高度為3 000 m，設定飛行速度為0.8 Ma，設定攻角為0°[5]。導彈初速度為零，首先對導彈施加2 kN的軸向彈射力，待導彈分別運動0.1、0.15、0.175、0.2 s時，導彈發(fā)動機點火。在模擬過程中，選擇k-ω二方程湍流模型，求解器基于密度求解，使用基于節(jié)點的Green-Gauss函數(shù)求解方法，使用二階迎風格式，計算域為壓力遠場，導彈尾部設置為壓力入口。

3　模擬結果及分析

模擬過程中分別對無人機機翼的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和力矩系數(shù)進行了監(jiān)測，其隨時間的變化曲線如圖1—圖3所示。

圖1　機翼阻力系數(shù)變化曲線

圖2　機翼升力系數(shù)變化曲線

圖3　機翼力矩系數(shù)變化曲線

從機翼的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及力矩系數(shù)的變化曲線圖可以看出：在導彈被彈射沿導軌滑行的階段中，由于導彈的前行導致機翼所受阻力逐漸降低，升力逐漸增大；當導彈發(fā)動機點火后，產生的高速氣流作用于機翼的下翼面，使得下翼面處氣流流速上升，引起上下翼面之間的壓力差減小，從而導致機翼所受升力降低，力矩系數(shù)也隨之變化；當導彈運動至機翼前緣時，其尾部噴流對上翼面也產生了影響，使得機翼所受阻力增大。

導彈運動0.1 s后，發(fā)動機點火瞬間產生的尾噴流使得機翼的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和力矩系數(shù)均產生強烈的波動，但是在彈射后0.15、0.175s以及0.2 s時發(fā)動機點火后產生的尾部噴流對機翼的氣動干擾較小，其阻力系數(shù)、升力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)有了較輕微的波動。對于在0.1、0.15、0.175 s點火時，0.2s后導彈遠離載機，機翼的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和力矩系數(shù)基本趨于穩(wěn)定。

圖4—圖5為彈射0.1s以后導彈發(fā)動機點火后各時刻的流場壓力云圖。

圖4　t=0.11 s時流場壓力云圖

圖5　t=0.25 s時流場壓力云圖

圖6—圖7為彈射0.15 s以后導彈發(fā)動機點火后各時刻流場壓力云圖。

圖6　t=0.16 s時流場壓力云圖

圖7　t=0.25 s時流場壓力云圖

下頁圖8—圖9為彈射0.175s以后導彈發(fā)動機點火后各時刻流場壓力云圖。

下頁圖10—圖11為彈射0.15 s以后導彈發(fā)動機點火后各時刻流場壓力云圖。

綜合圖4—圖11可知：在導彈被彈射出后、發(fā)動機點火之前，導彈沿導軌滑行，這個階段，導彈的運動對機翼的氣動影響較小；在導彈發(fā)動機點火后，產生的尾部噴流主要影響機翼下方的氣流，從而影響機翼的氣動特性；之后，隨著導彈繼續(xù)前行并逐漸遠離機翼，至0.25 s時，導彈尾噴流對機翼的氣動影響已經較弱。

圖8　t=0.18 s時流場壓力云圖

圖9　t=0.25 s時流場壓力云圖

圖10　t=0.21 s時流場壓力云圖

圖11　t=0.25 s時流場壓力云圖

4　結論

1）使用滑彈一體式發(fā)射裝置發(fā)射導彈時，選擇合適的點火時間能大大降低導彈尾噴流對機翼的氣動干擾。

2）導彈在發(fā)動機點火時，距離機翼越遠，對機翼氣動的影響越弱。

3）綜合考慮實際戰(zhàn)況及作戰(zhàn)任務，選擇合適的導彈發(fā)動機點火時間能夠在不影響作戰(zhàn)時機的前提下降低導彈尾噴流對無人機的氣動干擾。

[1]馮卉，毛紅保，吳天愛.偵察打擊一體化無人機關鍵技術及其發(fā)展趨勢分析[J].飛航導彈，2014（3）：42-46.

[2]盧永祥.機載導彈發(fā)射裝置研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].中國軍轉民，2013（11）：62-64.

[3]杜小強，馬貴春，李峰，等.無人機導彈發(fā)射對機翼的氣動干擾[J].彈箭與制導學報,2015（3）：130-133.

[4]傅德彬，姜毅.用動網格方法模擬導彈發(fā)射過程中的燃氣射流流場[J].宇航學報，2007，28（2）：423-426.

[5]王正裕，李孝偉.基于動態(tài)嵌套網格技術的飛行器導彈發(fā)射的數(shù)值模擬[J].上海大學學報（自然科學版），2008（2）：173-176；182.

（編輯：胡玉香）

Numerical Simulation of Missiles Launched by Rail-catapult Integrated Launcher with Different Firing Time

WANG Bo，MA Guichun，CHEN Yang
（College of Mechatronic Engineering，North University of China，Taiyuan Shanxi 030051）

The process of missile launched by rail-catapult integrated launching is simulated by the use of computational fluid dynamics software Fluent.By comparing the aerodynamic interference of the wing with different ignition time after the missile ejection,the appropriate missile engine ignition time is found.

UAV,rail-catapult integrated launcher,engine jet

TJ 760.13

A

1672-1152（2016）02-0008-03

10.16525/j.cnki.cn14-1167/tf.2016.02.03

2016-03-16

王博（1991—），男，碩士研究生在讀，研究方向：空氣動力學。