袁毓雯,曹紅松,劉 壯,張會(huì)鎖,劉鵬飛,李冰洋

(1 中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原 030051;2 重慶長江電工工業(yè)集團(tuán)有限公司彈箭開發(fā)中心,重慶 401336)

0 引言

從20世紀(jì)40年代德國研究防空武器開始,世界上的防空武器系統(tǒng)已發(fā)展了四代,以攔截作戰(zhàn)飛機(jī)為主要目標(biāo)。作戰(zhàn)飛機(jī)是裝備數(shù)量最多、應(yīng)用最廣、發(fā)展最快的一種機(jī)種[1],也是一個(gè)國家軍隊(duì)空中力量的核心,對于戰(zhàn)時(shí)奪取制空權(quán)、確?？罩袘?zhàn)役的勝利有著重要的作用,已成為防空武器重點(diǎn)防御對象[2]。通常作戰(zhàn)飛機(jī)在外掛對地打擊武器之后都不能作超音速飛行,即使外掛空對空武器也會(huì)令速度大打折扣,其飛行時(shí)速度通常在跨音速附近。為了部隊(duì)平時(shí)訓(xùn)練需要,最終采用改裝火箭彈來實(shí)現(xiàn)低成本靶彈模擬軍用作戰(zhàn)飛機(jī),營造近似實(shí)戰(zhàn)的訓(xùn)練環(huán)境?，F(xiàn)代防御性武器裝備的戰(zhàn)斗力生成能力將直接取決于靶彈技術(shù)的發(fā)展水平[3],所以跨音速靶彈在反武器的研制與生產(chǎn)中必不可少。

在原火箭彈彈體上開噴孔加裝曳光管,曳光管內(nèi)裝有可燃的化學(xué)物質(zhì),較普通靶彈不同之處在于發(fā)射時(shí),這些物質(zhì)會(huì)燃燒,向外噴出有顏色光和煙,在光源不足或在黑暗中顯示出彈道,在肉眼看來像是一道光束,協(xié)助射手準(zhǔn)確定位火箭靶彈航跡信息?；鸺袕椩陂_噴孔后會(huì)使彈丸的氣動(dòng)特性變差,對尾翼產(chǎn)生一定的影響。對于這種復(fù)雜彈形的彈丸無法直接運(yùn)用工程算法進(jìn)行解算,故文中采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)軟件在跨音速附近對曳光火箭靶彈進(jìn)行氣動(dòng)耦合效應(yīng)分析,得到開曳光噴孔對火箭靶彈氣動(dòng)特性的影響,實(shí)現(xiàn)對靶彈性能的優(yōu)化,提高供靶精度,這對于錘煉掌握現(xiàn)代防空武器的新一代士兵有著重要的作用。

1 頭部噴射曳光氣動(dòng)特性仿真建模

1.1 基于Soildworks三維模型建立

頭部噴射曳光火箭靶彈的氣動(dòng)耦合效應(yīng)分析主要包括氣動(dòng)布局、外形幾何參數(shù)確定和氣動(dòng)特性等3個(gè)方面,其中氣動(dòng)布局是重要一環(huán),影響著彈箭飛行穩(wěn)定性和外彈道特性。曳光火箭靶彈的氣動(dòng)布局通過三維建模軟件建立，如圖1所示。

1.2 網(wǎng)格模型的建立

在曳光火箭靶彈網(wǎng)格劃分時(shí),將邊界盡量遠(yuǎn)離靶彈固壁,這樣對流動(dòng)的影響小,計(jì)算更加準(zhǔn)確,相應(yīng)的計(jì)算域也就足夠大,消除了數(shù)值上的誤差。由于在彈體附近流動(dòng)參數(shù)的梯度比較大,網(wǎng)格較密;在流場外邊界附近流動(dòng)參數(shù)的梯度接近于0,網(wǎng)格可相應(yīng)的稀疏一些,故采用鑲嵌式雙層計(jì)算域,內(nèi)層計(jì)算域?yàn)樽銐蛎艿?倍彈長,10倍彈徑加展長的靶彈固壁與圓柱組合體,外層計(jì)算域由相對稀疏的9倍彈長、20倍彈徑加展長組成,由于模擬的是跨音速運(yùn)動(dòng),因此使彈體位于整個(gè)計(jì)算域中部偏前。

由于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格容易控制網(wǎng)格單元的形狀、大小及網(wǎng)格點(diǎn)的位置,具有很大的靈活性,可合理分布網(wǎng)格的疏密,對復(fù)雜模型的適應(yīng)能力很強(qiáng)[4-5],且比較容易完成局部或自適應(yīng)性的網(wǎng)格細(xì)化,能夠很好地模擬自然幾何邊界,所以對于有翼曳光火箭靶彈這種不規(guī)則的模型，文中選擇非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

裝填曳光劑的曳光管噴孔是研究的重點(diǎn)區(qū)域,為了得到更準(zhǔn)確的數(shù)據(jù),在彈頭部、噴孔及尾翼處進(jìn)行了適當(dāng)?shù)木W(wǎng)格細(xì)化處理。考慮到計(jì)算機(jī)內(nèi)存的限制,整個(gè)區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)目大約為150萬,計(jì)算域和網(wǎng)格劃分如圖2所示。

1.3 邊界條件等參數(shù)設(shè)置

彈體采用固壁無滑移邊界條件,計(jì)算區(qū)域用壓力遠(yuǎn)場邊界條件,通過理想氣體定律來計(jì)算氣體的密度;自由來流條件為標(biāo)準(zhǔn)大氣條件:壓強(qiáng)P0=101325MPa,溫度T0=298K。

應(yīng)用基于邊界、格心格點(diǎn)的非結(jié)構(gòu)有限體積方法離散N-S方程組,采用多步的Runge-Kutta方法進(jìn)行時(shí)間積分,氣體粘度選擇Sutherland定律,設(shè)置繞流粘性比為10。使用5個(gè)層次的多重網(wǎng)格技術(shù)和AUSM耦合算法,通過選用顯示格式來加速收斂。定常計(jì)算條件下,庫朗數(shù)設(shè)為0.8,約5000步達(dá)到收斂,精度較高。

基本控制方程為SSTk-ω模型,它是標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型修正后的兩方程湍流模型,結(jié)合了標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型在邊界層內(nèi)模擬精度較好和標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型在邊界層外模擬效果較好的優(yōu)點(diǎn),可以模擬轉(zhuǎn)捩和剪切流等復(fù)雜流動(dòng)。

離散格式采用Second Order Upwind二階迎風(fēng)格式,它包含流動(dòng)方程和湍流模型的運(yùn)動(dòng)求解,利用兩個(gè)上游單元的物理量來確定控制體積單元的物理量。

2 曳光噴射火箭靶彈氣動(dòng)耦合效應(yīng)分析

在火箭靶彈彈體上開噴孔加裝曳光管,曳光管的數(shù)量一定,但噴孔可以通過大小、形狀和位置來改變,為了保證噴孔處的截面強(qiáng)度,開孔深度均為12mm,縱向平面圖如圖3所示。通過對仿真結(jié)果分析可知,不同攻角下各參數(shù)變化趨勢基本相同,故只分析在Ma=0.8,α=4°時(shí)靶彈的外流場分布。

2.1 方案一 氣動(dòng)耦合效應(yīng)分析

圖4為方案一縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)噴孔處壓力云圖及速度矢量圖。由圖4看出,在跨音速時(shí),曳光噴孔處沿X軸方向從左向右壓力不斷增加,開孔末端處(最右)壓力最大,曳光噴孔后緊連著的彈身壓力減小,總體上彈體背風(fēng)面壓力較低,迎風(fēng)面壓力較高;背風(fēng)面及迎風(fēng)面的噴孔處均形成渦流,背風(fēng)面形成順時(shí)針的渦流,而迎風(fēng)面形成逆時(shí)針的渦流,改變了噴孔處空氣的壓力和密度分布。

圖5為噴孔末端(A-A截面)處的壓力云圖和速度矢量圖(從尾部向前看)。由圖看出,在位于Z軸正方向的噴孔流線由下指上,下面壓力高于上面;Z軸負(fù)方向的噴孔流線由上指下,上面壓力大于下面;Y軸正方向噴孔流線從左指右,左邊壓力大于右邊;Y軸負(fù)方向噴孔流線及壓力均與Y軸正方向方向相反。分析可知,繞彈體一周的4個(gè)噴孔內(nèi)壁面附近的速度矢量方向?yàn)轫槙r(shí)針方向,改變噴孔內(nèi)部沿Z軸上下方向、Y軸左右方向的空氣密度、壓力,形成壓差。

從尾翼的壓力分布來分析曳光噴孔對尾翼的氣動(dòng)耦合效應(yīng)。圖6為彈丸卷弧翼面最前端(B-B截面)的壓力分布云圖(從尾部向前看)。由圖6可知卷弧翼最大壓力分布在翼尖處、最小在翼根處。曳光火箭靶彈與原火箭靶彈相比,B-B截面處Z軸下側(cè)的迎風(fēng)面壓力大于Z軸上側(cè)背風(fēng)面的壓力,Y軸正向的卷弧翼左側(cè)壓力大于右側(cè),Y軸負(fù)向右側(cè)壓力大于左側(cè)。由于開噴孔裝填曳光劑,噴孔產(chǎn)生的負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩作用在尾翼上,使尾翼翼片上的壓力和密度不對稱。

2.2 方案二 氣動(dòng)耦合效應(yīng)分析

方案二在方案一的基礎(chǔ)之上,保持長為50mm不變,把寬從70mm減小為35mm,繞彈體一周的4個(gè)噴孔變?yōu)?個(gè)噴孔。圖7為方案二噴孔表面壓力云圖及速度矢量圖。由圖7看出,縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)噴孔兩側(cè)壓力大,中間壓力小,噴孔最末端壓力最大;在噴孔左側(cè)壁面處的流線由下指向上方,右側(cè)壁面處的流線由下指向上,上側(cè)壁面的流線由左指向右,下側(cè)壁面的流線由右指向左,內(nèi)壁面流線由右上指向左下,在噴孔左下角卷起形成渦流。

圖8為噴孔末端(A-A截面)處的壓力云圖和速度矢量圖(從尾部向前看)。位于Z軸正方向噴孔的流線均由下指向上,下面壓力高于上面,形成逆時(shí)針的流動(dòng);Z軸負(fù)方向噴孔流線均由上指向下,上面壓力大于下面,形成順時(shí)針的流動(dòng)。分析可知,方案二內(nèi)壁面附近的速度矢量方向改變了噴孔內(nèi)部沿Y軸左右方向的空氣密度、壓力,形成壓差,且比方案一小,因?yàn)檠豗軸左右方向的速度流動(dòng)方向相反,左右形成抗衡,產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩有所減小。

由圖9看出,尾翼壓力云圖也發(fā)生偏轉(zhuǎn),但是Z軸翼片兩側(cè)的壓差小于方案一,由此可見在開小孔的情況下,對尾翼影響有所減弱。

3 曳光噴孔對火箭靶彈氣動(dòng)特性影響

3.1 不同Ma下曳光噴孔對氣動(dòng)特性的影響

因方案二對尾翼的影響較小,所以選用方案二進(jìn)行氣動(dòng)特性分析及外彈道驗(yàn)證。采用CFD流場數(shù)值計(jì)算軟件對原火箭靶彈(彈丸1)和頭部噴射曳光火箭靶彈(彈丸2)在Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,α=4°時(shí)的氣動(dòng)力特性進(jìn)行計(jì)算與分析,計(jì)算結(jié)果為飛行彈道驗(yàn)證提供重要依據(jù)。兩種彈的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及靜力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)變化如圖10所示。

由圖10看出,在同一α下,全彈的阻力系數(shù)隨Ma的增大先緩慢減小后迅速增大,主要是因?yàn)樵谛a下空氣的壓縮性雖然增大了彈丸的前后壓差,但卻降低了摩擦阻力,導(dǎo)致全彈阻力系數(shù)有所下降,隨著Ma的增大,空氣壓縮性的影響逐漸顯著,在超音速附近,彈身的頭部和尾翼等其他部位附近產(chǎn)生了激波,激波區(qū)域不斷移動(dòng)和擴(kuò)大,各部分附加的激波阻力使全彈的阻力迅速增大,阻力系數(shù)達(dá)到最大值,且彈丸2阻力系數(shù)比彈丸1大,是因?yàn)殚_孔增加了靶彈的迎風(fēng)面積導(dǎo)致阻力系數(shù)最大增加約25%。

在Ma增大的過程中,彈體迎風(fēng)面和背風(fēng)面的壓力差越來越大,在超音速區(qū)域附近升力系數(shù)達(dá)到最大值,此時(shí)不同馬赫數(shù)的氣流相互交錯(cuò)作用,成為擾動(dòng)源,它引起的擾動(dòng)波,導(dǎo)致氣流受壓,形成激波,引起流場氣流的突變。開曳光噴孔后的升力系數(shù)減小了3%左右,導(dǎo)致彈丸整體氣動(dòng)性能變差。

兩種彈的靜力矩系數(shù)均為負(fù)值,為穩(wěn)定力矩,彈丸2的穩(wěn)定力矩小于彈丸1,最大減小7%。隨著Ma的增大,彈體下方的局部區(qū)域開始出現(xiàn)激波,其后移速度超過彈體上方激波移動(dòng)速度,導(dǎo)致全彈穩(wěn)定力矩有所增大。

3.2 不同α下曳光噴孔對氣動(dòng)特性的影響

圖10可看出兩彈的穩(wěn)定力矩基本上是隨Ma的增大而增大,故分析Ma=0.8,不同α下開孔對氣動(dòng)參數(shù)的影響。圖11為兩種彈丸隨α增大的氣動(dòng)特性對比圖。

從阻力和升力系數(shù)來看,開曳光噴孔后使全彈的阻力系數(shù)增大,大約增加了20%;升力系數(shù)減小較小,減為原來的5%以下,穩(wěn)定力矩減小8%,且均隨α的增大而增大。

4 穩(wěn)定性分析

火箭靶彈的穩(wěn)定度是總體設(shè)計(jì)方案中的重要指標(biāo),它的值可表明彈丸在受到外界干擾后,能否還原到先前的飛行狀態(tài)。工程實(shí)踐表明,火箭靶彈的焦點(diǎn)應(yīng)該在質(zhì)心之后不小于15%的彈身長度,以保證在各種情況下仍然是穩(wěn)定的[6]。兩種彈丸在α=4°時(shí)不同Ma下穩(wěn)定儲(chǔ)備量見表1。兩種彈丸在Ma=0.8時(shí)不同α下的穩(wěn)定儲(chǔ)備量見表2。

表1 α=4°時(shí)不同Ma下的穩(wěn)定儲(chǔ)備量 %

表2 Ma=0.8時(shí)不同α下的穩(wěn)定儲(chǔ)備量 %

從表1、表2中可以看出不同Ma下開噴孔會(huì)使彈丸的穩(wěn)定儲(chǔ)備量降低,最大降為原火箭靶彈的7%左右,但隨著α的增大,穩(wěn)定儲(chǔ)備量降低較多,最大降為原來的20%左右。兩種彈丸穩(wěn)定儲(chǔ)備量均隨馬赫數(shù)的增大而增大,說明在跨音速附近彈丸不會(huì)失穩(wěn),穩(wěn)定性符合要求。對以上二種彈丸進(jìn)行1組7發(fā)的5 km最大射程試驗(yàn),最大初速為270 m/s,最大射角為27°。結(jié)果發(fā)現(xiàn)曳光噴射火箭靶彈出現(xiàn)了極少數(shù)近彈情況,彈丸飛行穩(wěn)定,與仿真結(jié)果一致。

5 結(jié)論

文中針對現(xiàn)有火箭靶彈外形,在其彈體上開噴孔改造成頭部噴射曳光的火箭靶彈,利用CFD流體仿真軟件對兩種彈丸的外流場進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算,研究不同開孔方案下曳光噴孔對尾翼的氣動(dòng)耦合效應(yīng),分析曳光噴孔對彈丸氣動(dòng)特性的影響,并進(jìn)行飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證。

1)噴孔處產(chǎn)生負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩作用在尾翼上,使尾翼翼尖處壓力急劇增大,翼片沿Z軸上下方向、Y軸左右方向的空氣密度、壓力分布不對稱,形成壓差,對結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生顯著影響,可能導(dǎo)致災(zāi)難性的結(jié)構(gòu)疲勞破壞。

2)在裝填相同數(shù)量曳光管,開孔深度相等的情況下,開小孔比大孔對尾翼的影響小。

3)在跨音速時(shí),開噴孔使彈丸氣動(dòng)性能變差,阻力系數(shù)增大25%,升力系數(shù)降低3%,穩(wěn)定力矩系數(shù)絕對值降低7%,穩(wěn)定儲(chǔ)備量降低7%。兩種彈丸均飛行穩(wěn)定,但曳光火箭靶彈散布較大。

仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,為以后靶彈系統(tǒng)的性能優(yōu)化提供一定的參考,有實(shí)際的工程應(yīng)用價(jià)值。