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(jī)彈分離過(guò)程中，載機(jī)和航彈間會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的非定常氣動(dòng)干擾，特別是在分離初期，氣動(dòng)干擾會(huì)使航彈的氣動(dòng)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(huì)造成彈體與載機(jī)相撞的飛行事故。因此研究載機(jī)與航彈分離的非定常流場(chǎng)[1-3]，分析航彈發(fā)射過(guò)程中機(jī)彈氣動(dòng)干擾力以及分離過(guò)程中彈的氣動(dòng)特性及氣動(dòng)干擾機(jī)理十分必要?；趧?dòng)態(tài)網(wǎng)格[4-6]的CFD計(jì)算技術(shù)是近年計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)最新發(fā)展成熟的重大成果，用于解決由于流場(chǎng)邊界運(yùn)動(dòng)造成的流場(chǎng)域隨時(shí)間變化解算問(wèn)題，動(dòng)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(duì)運(yùn)動(dòng)的非定常復(fù)雜流場(chǎng)。

1 國(guó)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(jìn)行的研究。結(jié)果表明，在預(yù)測(cè)彈體分離軌跡等方面與實(shí)驗(yàn)得到的結(jié)果較為一致，但無(wú)法準(zhǔn)確得到多體分離過(guò)程中的非定常流場(chǎng)氣動(dòng)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(duì)分離問(wèn)題進(jìn)行的研究有了新成果。隨著動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)的發(fā)展，國(guó)外采用各種動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)并耦合求解Euler/N-S方程和彈道方程來(lái)模擬分離和多體相對(duì)運(yùn)動(dòng)的非定常復(fù)雜流場(chǎng)。Baum和Loher等[15]研究了采用非結(jié)構(gòu)動(dòng)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(jī)載外掛物分離、飛行員及座椅與載機(jī)的分離等問(wèn)題的研究。

國(guó)內(nèi)采用準(zhǔn)定常數(shù)值模擬方法研究多體干擾流場(chǎng)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(wèn)題的工作仍處于起步階段。20世紀(jì)90年代開始，機(jī)彈分離[16]與氣動(dòng)干擾問(wèn)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(duì)飛機(jī)外掛分離過(guò)程的機(jī)彈干擾問(wèn)題進(jìn)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(jī)彈干擾復(fù)雜流場(chǎng)的流動(dòng)特性，機(jī)彈干擾的流場(chǎng)復(fù)雜，對(duì)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(jì)算模型及計(jì)算條件

以長(zhǎng)深比L/D為三維空腔作為載機(jī)的內(nèi)埋彈艙計(jì)算模型，對(duì)三維內(nèi)埋式航彈與載機(jī)的非定常分離過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬。其中初始時(shí)刻航彈與載機(jī)內(nèi)埋彈艙的相對(duì)位置示意圖如圖1，航彈三維計(jì)算外形如圖2。

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)內(nèi)埋式航彈與載機(jī)分離的非定常流場(chǎng)區(qū)域進(jìn)行離散，計(jì)算時(shí)首先保持彈體與載機(jī)內(nèi)埋彈艙空腔的初始相對(duì)位置不變進(jìn)行定常計(jì)算獲得一個(gè)定常解，然后在此基礎(chǔ)上再開始自由投放進(jìn)行非定常動(dòng)態(tài)網(wǎng)格數(shù)值計(jì)算。

計(jì)算條件為：L/D=3；來(lái)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(jī)彈分離計(jì)算模型對(duì)稱面示意圖

圖2 三維航彈計(jì)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(chǎng)數(shù)值模擬結(jié)果

圖3～圖6為L(zhǎng)/D=3，Vs0=10 m/s，Ma=2，α=0°條件下分離過(guò)程中不同時(shí)刻航彈對(duì)稱面的等壓力線圖。從圖3～圖6可以看出，在機(jī)彈分離的過(guò)程中，載機(jī)彈艙敞開后，在彈艙空腔和航彈間存在強(qiáng)烈的氣動(dòng)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(lái)流為超音速時(shí)，彈艙空腔前緣出現(xiàn)激波，在分離過(guò)程中，航彈要穿過(guò)此激波，導(dǎo)致彈體氣動(dòng)力變化劇烈。當(dāng)航彈穿過(guò)彈艙空腔前緣激波后，就不再受彈艙空腔周圍流動(dòng)的影響，即脫離了彈艙干擾區(qū)。

圖3 T=0 s時(shí)航彈對(duì)稱面的等壓力線

圖5 T=0.4 s時(shí)航彈對(duì)稱面的等壓力線

圖6 T=0.6 s時(shí)航彈對(duì)稱面的等壓力線

3.2 非定常分離過(guò)程中航彈氣動(dòng)特性變化規(guī)律

圖7～圖10所示為機(jī)彈分離過(guò)程中，當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)為Ma=2、來(lái)流攻角為α=0°,航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s時(shí)，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(jī)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(jī)彈間距的增大呈增大趨勢(shì)，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(jī)的干擾區(qū)后，又有一個(gè)大的變化。

由圖8可看出，航彈在初始下拋的過(guò)程中，升力系數(shù)為正，隨著機(jī)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(jī)彈間距增大而增大。

圖曲線

圖曲線

由圖9可看出，在分離過(guò)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(jī)彈間距的增大航彈的姿態(tài)角先為小的正值，當(dāng)機(jī)彈間距增大到一定程度后，姿態(tài)角變?yōu)樨?fù)值，且隨著機(jī)彈間距離增大，負(fù)值增大。

造成航彈氣動(dòng)力劇烈變化的原因主要是，機(jī)彈間距較小時(shí)載機(jī)武器艙敞開艙室對(duì)航彈周圍流場(chǎng)的干擾劇烈引起的。

圖11和圖12分別是分離過(guò)程中，航彈姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線和機(jī)彈垂向間距隨時(shí)間變化曲線?？煽闯觯S著下落時(shí)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(duì)非定常分離的影響

圖13～圖16所示為機(jī)彈分離過(guò)程中，在來(lái)流馬赫數(shù)為Ma=2，來(lái)流攻角為α=4°，航彈初始下拋速度為Vs0=10 m/s和15 m/s時(shí)，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(jī)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(shí)，分離過(guò)程中其氣動(dòng)特性變化較大。當(dāng)航彈下拋速度增大到Vs0=15 m/s時(shí)，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(jī)彈分離過(guò)程中，航彈姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線和機(jī)彈垂向間距隨時(shí)間變化曲線。

圖11 姿態(tài)角隨時(shí)間的變化曲線

圖12 機(jī)彈垂向間距隨時(shí)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(shí)間變化曲線

圖18 機(jī)彈垂向間距隨時(shí)間變化曲線

從圖17可以看出，在分離的過(guò)程中，初始速度為Vs0=15 m/s的情況下航彈的姿態(tài)角隨時(shí)間的變化與初始速度為Vs0=10 m/s時(shí)航彈的姿態(tài)角隨時(shí)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(shí)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(jī)干擾區(qū)的時(shí)間就越短。

綜上所述，航彈的初始下拋速度決定了機(jī)彈分離時(shí)間的長(zhǎng)短和分離過(guò)程中航彈姿態(tài)的變化。初始下拋速度越大，機(jī)彈分離的時(shí)間就越短，航彈姿態(tài)角變化越小，有利于分離過(guò)程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定，從而有利于機(jī)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(guò)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(jī)的危險(xiǎn)。

3.4 非定常分離軌跡圖

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

圖19 Ma=2、α=2°、Vs0=10 m/s時(shí)機(jī)彈分離過(guò)程中航彈的運(yùn)動(dòng)軌跡

4 結(jié)論

1) 內(nèi)埋式航彈與載機(jī)的分離時(shí)，彈艙空腔對(duì)航彈與載機(jī)的分離流場(chǎng)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(shí)，影響尤其嚴(yán)重。

2) 航彈的初始下拋速度決定了機(jī)彈分離時(shí)間的長(zhǎng)短和分離過(guò)程中航彈姿態(tài)的變化。初始下拋速度越大，機(jī)彈分離的時(shí)間就越短，航彈姿態(tài)角變化越小，有利于分離過(guò)程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定，從而有利于機(jī)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(guò)程中航彈姿態(tài)的穩(wěn)定。