傾斜發射導彈燃氣流場數值模擬*

2013-12-10 06:39:52王學智劉少偉

彈箭與制導學報 2013年4期

王偉，王學智，劉少偉

(空軍工程大學防空反導學院，西安 710051)

0 引言

導彈在滑離出箱(筒)時，噴管處的高溫高速燃氣會對發射箱(筒)和導彈有較強烈的熱沖擊和動力沖擊效應。采用傾斜發射方式的導彈在滑離出箱(筒)過程中由于重力的作用導彈存在下沉和偏轉現象，使得燃氣流場的分布和影響更加復雜。目前，相關文獻在研究中主要是把導彈的發射過程簡化為直線運動。卞海忠等[1]對無人機箱式發射助推火箭燃氣流場進行了數值模擬，得到了箱上各監測點的壓力分布曲線，但是模型建立沒有考慮導彈下沉和偏轉的因素。

文中以導彈和發射箱為研究對象，在射流流場計算時考慮導彈下沉和偏轉的因素，對導彈直線運動階段和頭部下沉運動階段進行了受力分析，通過編寫UDF實現網格運動，仿真計算導彈發射過程中的燃氣流場，得到了導彈周圍和發射箱內燃氣流場分布及其變化規律。

1 傾斜發射導彈運動過程分析

對于不同時滑離的導彈，其初始運動過程應分為兩個階段來研究[2]。第一階段:前、后定向件均在導軌上運動的階段;第二階段:前定向件滑離后，直到后定向件滑離，即“頭部下沉”階段。

1)第一階段導彈由于前后定向件均在導軌上，導彈沿發射箱軸向作直線運動，導彈共有5個作用力:發動機推力、導彈重力、前后兩個定向件的垂直反力、摩擦力。軸線方向合外力公式:

式中:m˙為燃氣質量流率;ve為噴管出口燃氣速度;M為導彈質量;θ為傾斜發射角;Ff1為摩擦力;( pe－pa)Ae為導彈表面靜壓力差。

2)第二階段前定向件已經滑離導軌，后定向件仍在定向器上，此時由于重力的作用導彈將繞后定向件轉動。此階段導彈運動時所受作用力是:發動機推力、導彈重力、后定向件的垂直反力，摩擦力。取固定在發射裝置上的坐標系OROxyz，坐標原點ORO是導彈開始運動時質心的位置，OROx平行發射方向。導彈在OROxyz坐標系中的受力為:

式中:P為發動機推力;Ff2為摩擦力;N2為后定向件支反力;Jz為導彈對通過質心的z軸的轉動慣量，l2為后定向件到導彈質心的距離。

2 仿真模型建立

2.1 第一階段仿真模型

第一階段導彈作直線運動，計算模型采用域動分層動網格技術[3]。網格處理方面，在形狀比較規則的計算區域選擇四邊形的結構化網格，對于流線形狀的導彈彈頭部位，選用易于與形體貼合的非結構化網格[4]。流場關于發射箱的中心軸結構對稱，只需計算一半流場區域。此階段的計算區域如圖1所示，噴管附近網格如圖2所示。

圖1 第一階段計算區域示意圖

圖2 第一階段噴管附近網格

2.2 第二階段仿真模型

第二階段導彈存在旋轉運動，在導彈運動的流場區域選擇非結構化網格，其它流場區域選擇四邊形的結構化網格，同時采用彈性光順和局部網格重構動網格。

為了保證網格更新質量，本階段采用了局部區域運動與彈性光順法、局部網格重構法相結合的動網格更新方法。取導彈發動機噴管內部為局部流場區域，并將導彈的運動參數(速度、角速度)賦予此局部流場區域，使噴管內部網格與導彈同步運動，整個發射過程的數值模擬中導彈噴管內的網格不發生變化，網格變化的位置在導彈壁面與外部流場的交界面。此階段的計算區域如圖3所示，噴管附近網格如圖4所示。

圖3 第二階段計算區域示意圖

圖4 第二階段噴管附近網格

2.3 邊界條件設置

計算從噴管入口開始，收斂精度為10－3。

壓力入口邊界條件:即噴管入口邊界條件，取發動機燃燒室內總壓，0.07s時達到 9.8MPa，燃燒室總溫為3300K。

壓力出口邊界條件:取周圍大氣邊界條件，即壓力為101325Pa，溫度為300K。

計算時間:步長為 1e-6s，兩階段總計算時長230ms。

3 仿真結果及分析

3.1 第一階段仿真結果及分析

圖5為0.1s時發射箱內壓力分布云圖，0.1s時導彈運動處于第一階段。發射箱內流場存在明顯的激波相交與反射現象。在噴口處，超音速射流向外折轉，形成普朗特－麥耶流動[5]。膨脹后的超音速氣流與管壁相遇產生攔截激波，射流一側的攔截激波與另一側的攔截激波在中心線相交后形成反射激波，相交和反射激波一直向下延續。

圖5 0.1s發射箱流場壓力分布云圖

圖6為發射箱壁面壓力分布曲線，可以看出，彈體與箱體間隙內的壓力基本恒定，與外界大氣壓幾乎相等，發射箱壁面存在多次壓力突變，說明從噴管出口到發射箱底部出現多次激波與壁面撞擊和反射，而且離噴管出口較近的撞擊激波強度明顯高于后續撞擊激波強度，這主要是由于流體每經過一個撞擊激波，總壓就會有所下降。

圖6 0.1s發射箱壁面壓力分布圖

圖7為0.1s時發射箱出口處速度矢量圖，從圖7可以看出，周圍空氣通過導彈與發射箱之間的通道進入發射箱內。這是由于發動機燃氣流對導彈與發射箱之間的氣體具有引射效應引起的。引射空氣的引入使導彈在發射箱內的彈體部分被低溫空氣包圍，降低了高溫燃氣對導彈的影響，同時，引入的低溫空氣流過彈體之后與發動機高溫燃氣相混，可以降低燃氣溫度。

圖8為0.1s時導彈壁面溫度分布曲線圖，從中可以看出，導彈的前段溫度較低，這是由于導彈的前段被引射空氣包圍，有效降低了氣流溫度;導彈的尾部溫度較高，這是由于導彈尾部受到噴管燃氣產生的旁泄流的影響。

圖7 發射箱出口處速度矢量分布圖

圖8 0.1s導彈壁面溫度分布圖

3.2 第二階段仿真結果及分析

圖9為導彈轉角變化曲線圖，從圖中可以看出，160ms時導彈運動第一階段結束，之后由于重力作用，導彈開始轉動，導彈滑離出箱時已經繞后定向件旋轉0.78°。

圖10為0.2s時發射箱內壓力分布云圖，圖11為發射箱壁面壓力分布曲線。0.2s時導彈運動處于第二階段，導彈發生偏轉。從圖10中可以看出，位于導彈后方的發射箱內燃氣流場仍然處于對稱狀態，沒有因為導彈的偏轉發生大的變化，這主要是由于導彈的偏轉角度較小，沒有影響激波的相交與反射。從圖11可以看出，發射箱上下兩個表面壓力分布幾乎完全相同，此時發射箱內已經產生3個撞擊激波，且隨著射流路程增大，撞擊激波的強度逐漸減弱。