武裝直升機導彈發射過程數值仿真

劉永志，汪亞敏

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

武裝直升機導彈發射過程數值仿真

劉永志，汪亞敏

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

為研究武裝直升機武器發射過程中的機身流場變化規律，采用計算流體力學方法和動網格技術，對武裝直升機地面停放狀態及空中懸停狀態下的導彈發射過程進行數值仿真，將導彈作為運動實體，相應的流場計算邊界隨實體的運動發生變化，計算給出運動過程中溫度場、壓力場的變化情況，同時給出平尾受到的升、阻力系數。計算結果表明，導彈發射受旋翼下洗流影響，空中懸停狀態下武器發射對武裝直升機的影響小于地面停放狀態下的影響，這有利于對機身結構的保護。

計算流體力學；導彈發射；數值仿真

0 引言

武裝直升機可以進行空中火力打擊。一般武裝直升機可掛載火箭彈、空空導彈、轉管機槍等武器系統。武器發射過程中，必然造成對直升機結構的動態沖擊，輕者對直升機的武器發射精度造成影響，重者將嚴重損害直升機機體結構，危害直升機飛行安全。武器發射對武裝直升機的影響主要有：高速流場對平尾、短翼等結構強度、剛度的影響，高溫尾焰對平尾結構的影響，沖擊波對機體結構的影響。基于此，本文對武裝直升機發射導彈進行了數值仿真，再現導彈發射過程中直升機機體壓力場、溫度場的變化，主要包括以下內容：模擬直升機地面停放以及空中懸停狀態下武器發射對直升機機體的影響，包括尾焰高溫環境對直升機平尾及側端板處的影響，高壓環境對機身尾段的影響以及機身產生的傾覆力矩的變化過程。

1 CFD數值仿真的可行性

目前，武裝直升機的武器系統與機體結構相容性分析與認定都是以地面及空中試驗的方式完成的。通過試驗手段完成對一種武器的有效認定通常需要花費大量的時間及經費,在進行試驗前并不能對試驗可能的結果進行評估或預測。引進CFD軟件可以有效地對武器發射過程進行模擬，如能夠將數值分析與試驗數據相結合，不斷對仿真對象進行修正，就一定能夠提高預測的精度，形成一套完整的計算模型與方法。同時，利用CFD軟件，也可以減少工程設計的時間和費用，并且可以為更多的潛在設計提供可能性。

武器發射過程中，計算區域內部網格會隨著武器的運動不斷發生變化，CFD商用軟件Fluent提供了有效的動網格技術來處理流場變化過程，計算區域中的運動部分(如導彈、火箭彈等)可以通過邊界型函數文件指定。對于本文中外部形狀復雜的結構，可以采用非結構網格進行模擬，并通過網格彈性變形和網格重構技術，解決武器發射中的非定常流場的數值仿真問題。

2 計算模型與基本假設

2.1 建立幾何模型

本文主要研究武器發射過程中武裝直升機周圍流場環境的壓力場和溫度場的變化情況，以期對其發射過程有一個全面的認識，所以工作重點主要是建立武器發射環境。工程中研究武器發射對機身的影響主要是通過地面試驗以及空中試驗進行的，故本文針對這兩種武器發射狀態進行建模計算。

建模過程中為了減少后期網格劃分的工作量，適當降低網格生成難度，對以下內容進行了簡化：

1) 對機身進行簡化，僅考慮了機身氣動外形；

2) 對旋翼進行簡化處理，把真實情況下的四片槳葉簡化成一個等半徑的無限薄的作用盤[1]，去除中間的槳轂部分，在計算時對槳盤施加壓力差模擬下洗流，不考慮發動機進出氣以及尾槳氣動環境。

利用三維實體設計軟件CATIA建立機體模型，主要采用了GSD模塊及部件模塊完成，檢查模型的連續性，避免出現開口。生成的模型如圖1所示。

圖1 機體三維模型

2.2 建立計算域

計算模型包括武裝直升機地面停放狀態和空中懸停狀態兩種，為了較好地模擬武器發射時的氣動環境變化，根據不同的計算狀態分別建立了一個150m*32m*80m(地面停放狀態)和150m*73m*80m(懸停狀態)的立方體計算域。機體面網格采用三角形網格，并對形狀尖銳部分進行局部加密處理。機體網格由Tgrid網格生成器完成，兩種狀態下機體網格以及計算域網格如圖2和圖3所示。

圖2 地面停放狀態機體網格與計算域

3 初始條件

為了相對準確地模擬真實情況，借鑒了在地面發射火箭彈過程中的相關試驗數據，通過對高清攝像的計算分析，得到初步的導彈發射初始條件，如尾焰初始噴射速度、溫度，導彈運動速度[2]等。

為有效模擬直升機空中懸停狀態下旋翼下洗流對武器發射的影響，使用Fluent軟件內部作用盤模型進行模擬，利用無限薄的圓盤代替旋轉的槳葉，圓盤上下表面動量和能量的變化等效于旋翼對流場的作用，均勻的拉力分布等效于旋翼平面上下表面的壓力差[3]，槳轂中心位置則用固定的壁面模型進行模擬。對于懸停狀態,該壓力差的計算如下：

計算采用標準k-ε湍流模型進行，并使用兩相流模型區分尾焰和空氣。考慮氣流粘性影響，計算時控制方程采用非定常、不可壓、有粘的納維爾-斯托克斯方程[4]。

圖3 空中懸停狀態機體網格與計算域

4 計算結果與分析

4.1 地面停放狀態

地面停放狀態下，機體尾段壓力場隨武器發射過程的變化情況如圖4所示，隨著導彈發射時間歷程的推進，機身尾段受到時間極短的高低壓交替的壓強場的作用，該壓強場以短翼為起點沿著機身逐步向尾部過渡，使機身蒙皮等部位受到強烈的壓力突變影響。平尾典型剖面處壓力系數隨發射時間變化情況如圖5所示，由于導彈尾焰主要從平尾下方通過，平尾截面下表面壓力系數隨導彈發射發生劇烈變化，形成對平尾結構的垂直及水平方向的彎曲壓力。側端板受到的溫度場影響最為劇烈，圖6給出了典型時間點該處受到的溫度場等值線圖。

武器發射過程中，短翼掛梁也受到較強的氣動影響，形成對直升機的傾覆力矩；其次，處于待命狀態的導彈組也受到導彈發射帶來的強烈的溫度場和壓力場的影響。

圖4 地面停放狀態下機身尾段所受壓力沖擊變化歷程

4.2 空中懸停狀態

經過計算，得到旋翼槳盤處的流場變化情況，槳盤上方空氣受到壓差的影響不斷被吸入槳盤。為方便觀察槳盤平面上下洗流速度的變化情況，由A點經B點到C點做一條直線，提取該條直線上下洗流速度的變化曲線與速度場云圖如圖7所示，可見，從槳轂中心到槳尖位置，誘導速度首先從0突增到5m/s后沿著展向逐步增大并在未到達槳尖前約0.9R處達到最大值14.5m/s，之后因逐漸靠近槳盤邊緣，致使下洗流速度迅速下降。

導彈發射過程中，機身尾段受到的壓力場的變化情況和地面停放狀態的基本一致,如圖8，不過，由于旋翼下洗流場的影響，機身尾段受到的壓力沖擊量值略小，側端板位置受到的溫度影響最為強烈。由于懸停狀態下伴隨旋翼槳盤強烈的下洗流影響，導彈發射后其羽流被下洗流向下壓迫，必然導致相關結構受到的溫度、壓力等影響與地面停車狀態有所不同，相關差異將在下節討論。

4.3 兩種狀態對比分析

兩種狀態下，導彈尾焰羽流均從平尾下方通過，部分羽流會從側短板兩側通過，如圖9所示。對于懸停狀態下的導彈發射過程，導彈噴出的高溫高壓尾焰受下洗流作用明顯，其運動軌跡隨著時間的推進逐步下移，在導彈離開機體較遠距離之后，其尾焰羽流已明顯偏離平尾及側短板。對比地面發射狀態，懸停狀態下導彈發射對平尾等結構的影響更小。

圖5 平尾典型截面壓力系數變化歷程

圖6 平尾及側端板所受溫度場變化歷程

圖10為平尾及側端板表面隨導彈發射歷程的溫度變化情況，可見，兩種狀態具有一致的變化規律，在0.09s左右同時達到最大值。由于沒有旋翼下洗流場的影響，在地面停放狀態下，溫度場的影響更為明顯，平尾、側端板的溫升程度也更大一些。

兩種狀態下，導彈發射對平尾、側端板產生的升力、阻力系數變化對比情況如圖11所示。發射過程中，平尾、側端板結構受到不同程度的氣流擾動，分別在垂直方向和水平方向形成了對平尾、側端板的彎曲作用。圖中顯示了兩種發射狀態下平尾受到的升力和阻力的變化曲線。

圖7 旋翼下洗流場

圖8 空中懸停狀態下機身尾段所受壓力沖擊變化歷程

圖9 地面停放狀態(左)和空中懸停狀態(右)導彈尾焰羽流跡線圖

圖10 地面停放和空中懸停狀態平尾、側端板溫度變化歷程

圖11 地面停放和空中懸停狀態平尾、側端板升力系數(左)及阻力系數(右)變化歷程

兩種狀態下，平尾、側端板結構受到的導彈發射的影響主要體現在垂直方向，主要原因為高壓、高速尾焰從平尾、側端板下方通過。由于沒有旋翼下洗流的影響，在地面發射狀態下平尾、側端板的升力系數、阻力系數變化必然較懸停狀態下更為惡劣。

圖12為導彈發射過程中機身受到的傾覆力矩系數的變化曲線，由圖中可見，兩種狀態下，其變化特征和量值基本一致，下洗流場的影響較小。

圖12 地面停放和空中懸停狀態直升機傾覆力矩變化歷程

5 結論

通過對武裝直升機武器發射中的流場進行數值仿真，可以得到直升機機體受到的壓力場、溫度場的變化情況。

1) 導彈發射過程中，平尾及側端板部分最早受到尾焰強烈的氣動力的影響，產生了對平尾及側端板結構的水平及垂向彎曲。隨著導彈發射，武器掛梁即短翼下部開始受到強大的氣動力作用，產生機體傾覆力矩，機身尾段結構在導彈發射階段同樣受到變化的壓力場影響，對結構上蒙皮或設備艙口蓋等產生影響。

2) 對比地面停放狀態和空中懸停狀態可知，導彈發射后導彈羽流會受到旋翼下洗流的影響。從計算結果上看，這種影響對于機體的保護是有益的，在一定程度上能夠避免處于尾焰區的平尾、機體結構的強度、溫度要求過于苛刻。從另一個角度出發，也可以認為，完成了武器地面發射試驗后對機體結構的驗證，也能夠滿足空中飛行狀態武器發射時對機體結構的要求。

3) 由于武裝直升機武器發射對直升機機體的影響因素十分復雜，本文的研究過程中，也僅考慮了旋翼下洗流對武器發射尾焰的影響，而實際上直升機的發動機出口流場和尾槳氣動面對武器發射流場都有影響，可以進行更加深入的研究。

4) 更好地利用計算流體動力學方法的優勢，采用CFD手段展開武裝直升機與武器之間的相互設計將是未來對武裝直升機和武器系統進行相容性設計的一個重要的發展方向。

[1] 約翰遜.直升機理論[M]. 北京：航空工業出版社，1991.

[2] 傅德彬,劉 琦,陳建偉.導彈發射過程數值模擬[D]. 北京：北京理工大學機電工程學院,2004.

[3] 胡利,曹義華,趙明.直升機旋翼機身發動機耦合流場數值模擬,北京航空航天大學航空科學與工程學院,2008.10.

[4] Fluent6.3.26User.Guide[Z]. Fluent Inc.

Numerical Simulation of Missile Ejected from Armed Helicopter

LIU Yongzhi，WANG Yamin

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

In order to analysis the flow distribution during the missile ejection of armed helicopter, a CFD method and dynamic mesh technic were used. Two numerical simulation states including ground and hover of helicopter missile ejection were simulated, the missile was treated as moving body, the calculating domain changed dynamically with the moves of the missile. The calculation gave distributions of the temperature and pressure associate with the Cl and Cd of the stabilized tail ,the result of the calculation showed that under the influence of the rotor downwash ,the interaction between helicopter and missile of the hover state was much less than ground state，which was profitable to the helicopter structure.

CFD；missile ejection；numerical simulation

2016-03-02

劉永志(1986-)，男，天津寧河人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機機體動力學。

1673-1220(2016)03-026-06

V211.3；V211.52

A