安裝角度對內埋式導彈分離特性的影響

馮必鳴,聶萬勝,車學科,豐松江

(裝備指揮技術學院航天裝備系,北京 101416)

0 引 言

高速隱身飛行器具有極高的隱蔽突防能力,成為世界各軍事強國的研究重點。如果將此類飛行器作為攻擊飛行器,那么武器的裝載形式是飛行器研發必須考慮的重點問題。傳統的外掛式武器裝載會增加飛行器的飛行阻力,影響飛行器作戰時的機動能力,并且外掛式武器會增加飛行器的雷達散射截面積,不利于飛行器的隱蔽突防。從F-22、F-35等戰斗機的武器裝載形式不難發現高速隱身飛行器的武器裝載大都采用內埋式,這樣的裝載形式不但有利于飛行的整體設計,還能保證飛行器具有良好的機動和隱身能力。但是在高速飛行的狀態下,這樣的發射方式還存在一定的困難,如何實現武器的正常投放是一個值得研究的問題。國外在內埋式武器分離方面已經做了大量研究,而國內相關研究的報道還相對較少,根據現有的研究發現,增加彈射速度能夠實現導彈超聲速條件下的成功分離[1],但是這樣會加大對彈射裝置的性能要求,增加彈體承受的過載,給武器載荷內部的敏感元件帶來不利的影響。因此,考慮在不改變常用彈射裝置的情況下,研究安裝角度對導彈分離特性的影響。

考慮到非結構動網格在模擬復雜外形多體分離方面的優越性,本文采用此網格模型模擬三種不同安裝角度的導彈從長寬高為6m×2m×1m的開式彈艙中彈射分離的過程,比較分析不同安裝狀態導彈質心位移和姿態變化情況。

1 數值模擬方法

1.1 流動控制方程及離散格式

控制方程是基于 ALE(Arbitrary Lagrangian-Euler)有限體積描述下的三維可壓縮非定常Euler方程[2],其表達式為:

式中的守恒變量Q為:

對流通量矢量F(Q)在x,y,z方向上的分量為:

式中U、V、W 為逆變速度矢量Ψ=Ui+Vj+Wk在x、y、z方向上的分量,分別定義為:

式(7)中 ρ為流體的密度;u、v、w 、e分別表示 x、y、z方向上的速度分量以及單位體積流體的總內能;xt、yt、zt分別為動邊界沿x、y、z方向上的網格速度;理想氣體比熱比γ=1.4。

采用格心格式的有限體積法對控制方程進行空間離散,而在時間推進上采用了Jameson提出的用于非定常計算的雙時間推進法[3]。

1.2 邊界條件

計算中采用了超聲速來流,進口采用遠場邊界條件,其它外邊界和出口都采用外推處理。導彈、彈艙以及機身下表面都采用絕熱固壁邊界條件,其中導彈為運動邊界。

1.3 六自由度運動方程

計算時選擇與載機相連的彈艙作為發射慣性坐標系,用來描述導彈質心的相對運動,取與導彈初始質心重合點為坐標原點o,定義ox軸順來流方向為正,oy軸垂直于ox軸向上為正,oz軸由右手定則決定。用與導彈固連的彈體坐標系來描述導彈繞質心的旋轉運動,以導彈質心為坐標原點o1,o1x1軸取指向彈尾方向為正,o1y1軸垂直于o1x1軸并取向上為正,o1z1軸由右手定則決定。建立六自由度運動方程組[4],其中包括質心動力學方程組、繞各軸轉動動力學方程組、質心運動學方程組、姿態角角速度方程組等。

1.4 計算流程

由流動控制方程求解流場分布,再對物體表面積分得到導彈所受的力和力矩,采用定步長四階龍格-庫塔方法對六自由度運動方程進行求解,計算出下一時刻導彈的位置及姿態,并應用基于彈簧變形理論和局部重構的非結構動網格方法對計算區域網格進行更新,進入下一時刻流場計算。計算時間步長為0.001s。

2 彈體分離過程仿真

本文關于彈體分離的計算基于以下假設:以彈艙為參考,在不考慮艙內掛架影響以及艙門開啟的條件下,計算發射后1s以內導彈質心相對于機身的運動情況以及自身的姿態變化。

2.1 初始計算參數

具體仿真計算條件如表1所示。

表1 仿真計算條件Table1 Calculational condition of emluator

2.2 計算結果及分析

通過計算得到三種初始狀態下導彈質心位移、下落速度以及姿態變化情況。圖1所示為本文計算結果與文獻[6]的比較。從中可以發現隨著安裝角度的增加,導彈的分離趨勢基本一致。

圖1 x-y平面內質心位移比較Fig.1 Trajectory of gravity-center in plane x-y

從圖1和圖2中可以看出,當導彈初始安裝角度為0°時,導彈下落一段距離后,y方向上的速度急劇減小,在較短時間內變為正值,彈體開始朝著后上方移動,快速向機體靠攏;當初始安裝角度增大為5°時,導彈下落到離機體4.5m的距離后,下落速度在一段時間內幾乎保持在0m/s左右,隨后速度變為正值,彈體又朝著機體運動。在以上兩種情況下,導彈下落一段距離后都會朝著機體方向運動,不但無法實現導彈成功分離,還會給載機造成較大的威脅。但是當初始安裝角度增加到10°時,導彈各項運動參數都有了明顯的改變,下落速度雖然有較小的起伏但始終維持在負值,并且從質心位移可以發現導彈一直朝著遠離機體的方向運動,在不到1s的時間內下落了9m的距離,說明這時導彈已經成功實現了分離,不再對載機安全構成威脅,滿足文獻[5]提出的導彈點火距離。

圖2 導彈下落速度Fig.2 Velocity of missile in y-direction

圖3顯示的是不同初始安裝角度下導彈俯仰角變化情況。我們不難看出,隨著安裝角度的增加,導彈負俯仰方向上的運動明顯減弱。初始安裝角為0°時,導彈負俯仰方向上的運動最為劇烈,也正是由于這一原因,導彈以大攻角處于外流場中,受到較大的正法向力作用,使得下落速度減小甚至變為正值,最終導致導彈與彈艙后壁面發生碰撞,發射失敗。隨著安裝角度逐漸地增大,在一定程度上減緩了負俯仰力矩對彈體的作用,使得導彈在外流場中的攻角減小,所受正法向力作用減弱,下落速度不斷增加。導彈下落過程中壓力分布變化如圖4所示。

圖3 導彈俯仰角變化Fig.3 Pitchingangle with time

3 結 論

圖4 導彈壓力分布Fig.4 Pressure contour of missile

通過仿真計算分析,得出結論:在不增加彈射速度的條件下,隨著安裝角度的增加,導彈的分離特性有所改善,導彈負俯仰方向上的運動減緩,下落速度加快,確保導彈的安全分離。但由于彈艙內部空間狹小,加大安裝角度可能會給導彈的安裝帶來困難,限制導彈的發射條件,這需要今后進一步的研究來加以改善。

[1]馮必鳴,聶萬勝,車學科.超聲速條件下內埋式武器分離特性的研究[J].飛機設計.2009,29(4):1-5.

[2]HIRT C,AMSDEN A A,COOK J L.An Arbitrary Lagranigian-Eulerian computing method for all flow speeds[J].Com.Phys,1974,14:227-253.

[3]JAM ESON N,SCHMIDT W,TURKEL E.Numerical solution of the Euler equations by finite volume methods using Runge-Kutta time stepping schemes[R].AIAA-81-1259,1981.

[4]張毅,楊輝耀,李俊莉.彈道導彈彈道學[M].長沙:國防科學技術大學出版社,1999.

[5]王勛年,李軍,劉曉暉.空氣動力對飛機內藏式導彈分離軌跡影響的低速風洞試驗研究[J].流體力學實驗與測量,1999,13(2):38-43.

[6]VLADIMIR S,NORMAN M,ALEXANDER F.Analytical modeling of transonic store separation from a cavity[C].Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno,Nevada,2003.AIAA 2003-4.