發動機斜噴流對某導彈氣動特性影響研究

劉萬剛, 葉正寅, 張偉偉

(西北工業大學, 西安 710072)

0 引言

“長釘”、“輕馬特”等許多戰術導彈采用斜噴發動機,用于導彈增速續航,如圖1所示。該類導彈通常亞音速飛行,采用“×十”或“××”型正常式氣動布局,飛行發動機斜噴口的位置位于彈體中部,斜噴管軸線與導彈軸線夾角為20°～30°。噴流干擾會引起氣流分離、激波等復雜流動現象,見圖2。該類導彈設計時需要考慮噴流與彈體外流場相互作用。

圖1 “長釘”導彈雙斜噴管發動機示意圖

在噴流干擾方面,國內外開展了大量超聲速/高超聲速來流中側向或斜噴流干擾流場數值模擬研究[1-9],主要側重兩個方面:1)超音速飛行器;2)底部噴流或側向噴流(噴管軸與彈軸垂直)。亞音速下斜噴流氣動干擾效應常常被忽略。

采用雙斜噴發動機布局的某亞音速導彈,在野外飛行試驗中,發射后雙斜噴發動機點火時飛行姿態大幅抖動,導致目標丟失,飛行試驗以失敗告終。該抖動現象有兩個特點:1)出現在發動機點火時刻,燃燒室壓強急劇增大;2)發生在飛行初始段,馬赫數、攻角、舵偏角基本確定,變化范圍不大。文中首先通過標準算例驗證導彈外流場與發動機噴流一體化計算分析方法,在此基礎上研究不同燃燒室總壓下發動機斜噴流對全彈亞音速氣動特性的影響。

1 計算方法

1.1 三維建模及網格離散

采用UG軟件建立導彈及噴管的三維模型。采用ICEM軟件進行非結構網格離散。

1.2 流場求解

采用基于三維雷諾平均N-S方程的CFX軟件進行定常數值模擬。

1.3 邊界條件及湍流模型

1)外流入口條件:給定來流速度、壓強和溫度。

2)噴流入口條件:噴喉處給定來流速度、總壓和溫度。

3)出口條件:Opening邊界,出口壓強為101.3 kPa,溫度為298 K。

4)物面條件:采用無滑移的絕熱壁條件。

5)湍流模型:采用SST模型。

2 仿真分析

2.1 計算方法驗證

標準算例尺寸圖見圖3。

圖3 標準算例尺寸圖(噴口直徑D=40 mm)

采用非結構網格離散求解域,從外到內逐漸加密,彈體表面及噴口附近局部加密,共230萬個網格單元,見圖4。

圖4 網格離散

計算條件:M∞=3.0,α∞=0°,Pjet/P∞=110,T∞=293 K,Tjet=2 500 K。攻角為0°。

計算結果與標準算例的壓力分布對比見圖5,馬赫數分布見圖6。

圖5 壓力系數曲線

圖6 馬赫數分布

從圖5可看出,仿真的壓力曲線與文獻[9]結果較為吻合;仿真的馬赫數分布與文獻[10]試驗的激波系一致。該算例驗證了文中的計算方法。

2.2 某導彈噴流影響分析

2.2.1 計算模型

某導彈的外形及舵(每片舵均順時針轉8°)的編號如圖7所示。導彈外流入口條件(來流速度、溫度、密度、攻角等)保持不變,噴管喉道處入口條件除總壓外其他條件(馬赫數和總溫)保持不變,見表1。

圖7 某導彈外形圖

表1 內外流場仿真條件

采用非結構化網格離散求解域,從外到內逐漸加密,在彈體周圍以及噴口附近局部加密,共590萬個網格單元,見圖8。

2.2.2 仿真分析

1)流場分析

從圖9、圖10(馬赫數分布)以及圖11(噴管對稱面截面速度矢量分布)可知,噴流的影響區隨燃燒室總壓發生變化。總壓較小時,外流場處于主導地位,外流的“包裹”效應越強,噴流偏離噴管軸線,向彈軸偏斜,噴流主流方向靠近舵翼;反之,總壓越大,噴流處于主導地位,噴流偏離彈軸,向噴管軸線方向偏斜,噴流主流方向偏離舵翼。

圖8 網格離散

外流與噴流交匯時,噴流起到阻滯作用,導致全彈軸向力系數增加;同時,噴流對影響區附近的舵翼和彈身周圍流場起到加速作用且改變了流動方向,因此舵翼和彈體尾部受影響最大。

對于“××”型布局,當攻角及舵偏角均為0°且無噴流時,由于繞舵翼的流動對稱,4個舵法向力為0。然而有噴流時,噴流由上下兩片舵翼之間流過,加速了上兩片舵翼(1#、4#)下表面和下兩片舵翼(2#、3#)上表面的流動,壓力相應減小,上兩片舵翼(1#、4#)存在垂直舵翼向上的法向力,下兩片舵翼(2#、3#)存在垂直舵翼向下的法向力。

噴流存在破壞了舵翼繞流場的對稱性,攻角不為0°時,噴流會在外流作用下向來流方向偏斜,正攻角時噴流影響區會偏向上舵翼,噴流對上下兩片舵翼將產生不同的干擾,對于偏向噴流影響核心區的舵面與背離噴流影響核心區的舵面的法向力隨發動機總壓的變化將會出現不同的變化趨勢。

圖9 噴管對稱面馬赫數分布

圖10 距頭部頂點1.08 m截面馬赫數分布

圖11 噴管對稱面速度矢量分布圖

2)氣動參數分析

全彈及彈身的軸向力系數、法向力系數、滾轉力矩系數(彈身除外)、俯仰力矩系數及壓心系數隨發動機總壓增加呈非線性變化,見圖12～圖16。

圖12 全彈、彈身軸向力系數

圖13 全彈、彈身法向力系數

圖14 全彈、彈身滾轉力矩系數

圖15 全彈、彈身俯仰力矩系數

圖16 全彈壓心系數

4片舵翼的軸向力系數、法向力系數、滾轉力矩系數及俯仰力矩系數隨發動機總壓增加變化規律不一致。舵偏角朝著噴流方向偏轉的2#、4#舵翼的上述氣動參數(絕對值)隨總壓增加而增加;另兩片舵偏角背離噴流方向偏轉的舵翼的變化規律剛好相反;4片彈翼的上述氣動參數基本保持不變,見圖17～圖20。

圖17 彈翼及舵翼軸向力系數

圖18 彈翼及舵翼法向力系數

圖19 彈翼及舵翼滾轉力矩系數

圖20 彈翼及舵翼俯仰力矩系數

3)抖動分析

導彈控制系統數學模型中的氣動參數,通常忽略了噴流的影響,也就是對應上述仿真結果中燃燒室總壓為0 MPa的氣動參數。發動機點火過程中燃燒室總壓急劇增大,由于噴流與外流場的相互作用,產生了附加的干擾力和干擾力矩,會導致彈體姿態抖動。

3 結論

1)噴流與外流存在較強的相互作用:噴流影響區隨發動機總壓變化而變化,噴流對處于噴口位置下游的舵翼和彈體尾部的流場有明顯影響;

2)飛行速度、攻角和舵偏角不變時,導彈軸向力、法向力、滾轉力矩、俯仰力矩以及壓心等系數隨發動機總壓變化呈明顯非線性變化;

3)隨著斜噴發動機點火過程中總壓的急劇變化,噴流與外流場相互作用形成了干擾力和干擾力矩。由于這種干擾效應的非線性特征,會引起控制系統的異常響應,導致彈體姿態大幅抖動。

參考文獻:

[1] 楊希祥, 費陽, 江振宇, 等. 超聲速/高超聲速來流中側向噴流干擾流場數值模擬 [J]. 航空動力學報, 2010, 25(11): 2437-2442.

[2] 劉君, 劉偉. 雙噴管發動機噴流對飛行器氣動特性的影響 [J]. 推進技術, 2002, 23(1): 49-51.

[3] 王志堅, 伍貽兆, 徐翔, 等. 側向噴流單、雙噴管氣動特性研究 [J]. 實驗流體力學, 2008, 22(3): 23-26.

[4] 李劍, 李斌, 劉仙名, 等. 側向噴流對導彈大攻角氣動特性影響數值研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2013, 33(4): 153-156.

[5] 朱中根, 李杰, 高宏超. 帶斜噴動力導彈橫向噴流干擾數值研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2015, 35(5): 138-142.

[6] STAHL B, ESCH H, GüLHAN A. Experimental investigation of hot and cold side jet interaction with a supersonic cross-flow [J]. Aerospace Science and Technology, 2009, 13(8): 488-496.

[7] DASO Endwell O, PRITCHETT Victor E, WANG Ten See, et al. Dynamics of Shock Dispersion and Interactions in Supersonic Freestreams with Counterflowing Jets [J]. AIAA Journal, 2009, 47(6): 1313-1326.

[8] ASWIN G, CHAKRABORT Debasis. Numerical simulation of transverse side jet interaction with supersonic free stream[J]. Aerospace Science and Technology, 2010，14(5): 295-301.

[9] SZWABA Ryszard. Comparison of the influence of different air-jet vortex generators on the separation region[J]. Aerospace Seience and Technology，2011, 15(1): 45-52.

[10] STAHL B, ESCH H, GüLHAN A. Experimental investigation of side jet interaction with a supersonic cross flow [J]. Aerospace Science and Technology, 2008, 12(4): 269-275.