艙門對內埋武器分離特性影響分析

閆盼盼， 張群峰， 金明

(北京交通大學 土木建筑工程學院， 北京 100044)

艙門對內埋武器分離特性影響分析

閆盼盼， 張群峰， 金明

(北京交通大學 土木建筑工程學院， 北京 100044)

為了研究是否考慮艙門及艙門不同開啟姿態對內埋武器分離特性的影響，利用基于Menter剪應力輸運k-ω湍流模型的分離渦模擬方法，結合6自由度剛體動力學方程和重疊網格技術，對超聲速來流條件下某一簡化內埋彈艙- 艙門- 彈體模型的三維流場進行了非定常計算，得到了不同條件下的彈體下落軌跡。結果表明：超聲速來流條件下，流場中存在激波相交、激波剪切層反射等復雜流動現象，考慮艙門影響會使流場波系結構發生變化，彈體下落軌跡隨之改變；彈體抬頭角由0.5°增加到6.5°，彈體右偏航角由0.3°增加到2.5°，下落后期彈體下落速度增速減緩；艙門不同開啟姿態對彈體豎直方向位移及俯仰運動影響較小，但會對彈體偏航產生較大影響；盡可能使艙門遠離彈體可以有效地降低艙門對彈體偏航的影響，減小偏航角度，提高武器分離品質。

流體力學； 內埋武器艙； 艙門； 武器發射； 重疊網格； 分離渦模擬

0 引言

將通常由外掛方式攜帶的彈體放入戰機內部，稱為內埋掛載。內埋掛載方式下，彈體在投放前始終處于艙體內部，不與外流相接觸，可以有效降低戰機的可探測性并大幅度降低飛行阻力，提高飛行性能，因此內埋掛載方式廣泛應用于新一代戰機[1]。內埋掛載方式在具備上述優點的同時，也帶來新的問題，當艙門開啟之后，在艙體唇口處形成剪切層，剪切層失穩后呈現強非定常特性，流場中包含著極其復雜的流動物理現象，如波系相交和反射、剪切層/激波干擾等。彈體投放后，受復雜流場的影響，彈體下落速度、下落姿態會產生很大變化，使武器分離品質惡化，降低武器命中率，甚至威脅載機安全，因此內埋武器的安全分離問題成為研究熱點[2]。楊俊等[3]通過數值模擬方法研究了有無彈射措施對彈體下落軌跡的影響，結果表明彈射投放比重力投放彈體下落品質明顯提升。朱收濤等[4]通過數值模擬方法研究馬赫數對彈體分離品質的影響，結果表明隨著來流馬赫數的提升，彈體分離品質惡化，原本安全的武器分離過程向著威脅載機安全的方向發展。馮必鳴等[5-7]通過數值模擬的方法對初始安裝角、彈射速度、彈射角速度等對彈體下落的影響因素進行了數值模擬分析，研究表明這些因素均對彈體的下落姿態存在明顯影響。吳繼飛等[8-9]通過風洞試驗方法探究了內埋武器投放的改進措施，發現采用前緣射流進行主動控制能有效降低武器分離過程中彈體受力波動，從而提高武器分離安全性。唐上欽等[10]研究了氣動干擾對彈體下落的影響，結果表明氣動干擾對內埋導彈發射后初始彈道和自控終點縱向、側向散布影響明顯。現有研究多采用雷諾平均(RANS)方法來進行數值模擬計算。然而針對內埋武器艙內的強非定常、強渦流場，RANS方法會引入過多的耗散，無法準確捕捉精細流動結構。導致計算結果與實際情況存在較大偏差，因此需要選用更高精度的數值方法進行計算。同時為了研究問題的簡便，大多數研究將內埋彈艙抽象為簡單的矩形腔體，并且不考慮艙門的存在。即使研究中考慮了艙門但也并未將艙門作為一個重要影響因素進行詳細的分析。

在超聲速來流條件下，艙門的存在會使艙門附近流場產生復雜的波系結構，激波作用在彈體表面會使得彈體表面壓力發生顯著改變。此外艙門引發的波系還會與腔體前緣波系、彈體頭部波系產生波系相交及反射，使彈體下落流場變得更為復雜，導致彈體所受氣動力及力矩發生改變，從而改變彈體下落軌跡及彈體姿態。同時艙門的不同開啟姿態會在流場中產生不同的波系結構，也會導致彈體下落軌跡發生變化。因此有必要將艙門及艙門開啟姿態作為彈體安全分離的重要因素進行深入研究。本文應用成熟商業軟件Starccm+，采用基于Menter剪應力輸運(SST)湍流模式的改進延遲分離渦模擬(IDDES)方法，結合6自由度剛體動力學方程和重疊網格技術，研究超聲速來流條件下，艙門有無及艙門的不同開啟姿態對彈體分離品質的影響，以期為武器安全分離提供一定的理論參考。

1 數值計算方法

1.1 控制方程

本文主要研究彈體投放運動，考慮黏性影響適用于動網格的三維、可壓縮、非定常、守恒型控制方程[11-13]表示如下：

(1)

式中：W為守恒變量；Fc為對流矢通量；Fv為黏性矢通量；Q為源項；Ω為控制體；dS為面元；vt為控制體表面的逆變速度，

(2)

g為微元面積dS的運動速度矢量，n為面元dS的外法向矢量，nx,ny,nz為其3個方向上的分量。

1.2IDDES方法

Spalart提出的DES97中RANS模型選用的是S-A模型，在之后Strelets又做了進一步的擴展[14]，提出以SST模型代替S-A模型的SST-IDDES模型，使得新的混合模型兼有了SST模型的諸多優點。與S-A模型不同，SST-IDDES以隱式的方法引入長度尺度：

(3)

lRANS為RANS模型長度尺度，表達式為

lRANS=k1/2/Cμω,

(4)

lIDDES為亞格子長度尺度，表達式為

lIDDES=min{max [cwdw,cwhmax,hwn],hmax},

(5)

式中：hwn是垂直壁面方向的網格步長；dw為到壁面距離；cw為經驗常數，取0.15；hmax為hwn的最大值；f1為經驗混合函數；CDES為比例系數；k為湍動能；ω為湍流耗散比；Cμ為常數0.09.

將以上長度尺度引入到SSTk-ω模型k方程的耗散項中得到IDDES公式為

(6)

(7)

式中：ρ為密度；t為時間；U為速度向量；μ為分子黏性系數；μt為湍流黏性系數；Pk為湍動能生成項；η=0.075；ψ=ψ1f1+ψ2(1-f1)，ψ1=5/9，ψ2=0.44；σk=0.85；σω=0.85；σω2=0.856.

相比于最初版本DES97[15]及DDES[16]方法，IDDES加入了壁面模化的大渦模擬分支(WMLES)，在保留了DES類方法優點的同時，成功克服了對數律不匹配、網格誘導分離、模型應力損耗等問題[17]。

1.3 6自由度剛體動力學方程

本文選擇與戰機相連的武器艙為慣性坐標系來描述彈體從武器艙分離后的運動過程。導彈運動方程組是描述作用在導彈上的力、力矩與導彈參數之間關系的一組方程，稱之為6自由度運動方程組。它由描述質心運動和導彈姿態變化的動力學方程、運動學方程、角度幾何關系等3類方程所組成。具體公式為

(8)

式中：Fx、Fy、Fz為戰機坐標系下3個坐標方向上彈體所受的力(包括氣動力和重力等)；vx、vy、vz為3個方向的速度；m為彈體質量。

(9)

式中：Mx、My、Mz為彈體所受外力矩在彈體坐標系下的3個分量；Ix、Iy、Iz為彈體繞自身3個主軸的轉動慣量；θx、θy、θz為彈體繞自身3個主軸的轉動角速度。

(10)

式中：α、β、γ為彈體在戰機坐標系下3個方向的姿態角。

1.4 重疊網格法

重疊網格法中存在多套相互交疊的網格區域，分別稱為背景網格區域和重疊網格區域。其基本原理是通過重疊部分的網格在不同的區域之間傳遞計算信息[18-19]。通常情況下背景網格區域是靜止的，不做相對運動，而重疊網格區域一般用來模擬相對運動。

重疊網格法中網格被劃分為3種類型：活動網格(active)、隱藏網格(inactive)、插值網格(acceptor)。插值網格作為區分活動網格和隱藏網格的邊界，與重疊網格區域的邊界相鄰。插值網格的作用是將兩套網格的解耦合起來。插值網格的值由另一套網格上經一定算法選中的貢獻單元，通過插值提供。貢獻單元與插值單元鄰近但屬于不同的網格區域。

1.5 數值方法驗證

由美國空軍發起的第1次分離投放試驗采用機翼/掛架/帶舵外掛物(WPFS)模型，捕獲軌跡試驗(CTS)測試由諾德工程發展中心(AEDC)完成，并得到了較為詳細的CTS測量結果數據，被廣泛地應用于數值方法的校準[20]。本文以該模型試驗來驗證采用本文所選用數值方法并應用重疊網格技術和剛體動力學方程模擬彈體投放過程的準確性。

WPFS模型幾何外形如圖1所示，機翼根部弦長為7.62 m，半翼展6.604 m，采用NACA64A010翼型，機翼面積為51.031 m2. 外掛物長3.387 m，直徑0.508 m，彈體質量為907.5 kg，來流馬赫數為0.95.

圖1 WPFS模型幾何外形Fig.1 Wing-pylon-store geometry

模型網格劃分為兩個區域，包含機翼及掛架的背景網格區域和包含彈體的重疊網格區域。背景網格區域網格總數為1 150萬，重疊網格區域網格總數為320萬，計算時間步取1×10-3s.

圖2(a)為3個方向彈體質心位移隨時間變化曲線。從圖2(a)中可以看出，計算得到的彈體位移變化與試驗符合較好，由于彈射力作用，彈體下落方向位移要遠大于另外兩個方向的位移。圖2(b)為彈體滾轉、偏航、俯仰姿態角隨時間變化曲線，同樣由于彈體彈射力作用，在下落初期，彈體俯仰角度增長最快，但撤去彈射力后，在重力和氣動力共同作用下俯仰角又開始減小，其余兩個方向姿態角保持持續增加的趨勢。從圖2可以看出，本文采取的數值方法可以準確地模擬彈體下落運動。

圖2 彈體位移及姿態角隨時間變化Fig.2 Displacement and angular orientation of missile vs. time

2 計算模型和網格劃分

2.1 計算模型

本文所選用的計算模型為簡化的彈艙- 艙門- 彈體模型，計算模型如圖3所示，彈艙長、寬、高為4.2 m×2 m×0.7 m，采用全模進行計算，總的計算域范圍選取為100 m×35 m×50 m. 艙門為兩段式艙門，外側表面光滑，第1段內側有增加強度的凸起肋板。計算中考慮了艙門3種不同的開啟姿態，分別對應圖4中類型A～類型C. 類型A中艙門打開角度約為110°，第2段折起；類型B艙門開啟角度同樣為110°，但將第2段展開，與第1段共線；類型C與類型B艙門展開形式相同，但艙門開啟角度減小為90°. 艙內存在3個彈體掛載位置，中間掛載彈體兩側受艙門影響較為對稱，而兩側掛載位置的彈體受單側艙門影響更大，針對于本文研究問題，只對兩側掛載彈體進行深入研究。彈體與艙門的相對位置如圖4所示，圖4中視角為從彈體尾部看向彈體頭部，逆著來流方向，與圖3相反。彈體詳細參數見表1.

圖3 簡化計算模型Fig.3 Simplified simulation model

圖4 艙門不同開啟類型Fig.4 Opening modes of bay door

彈體長度/m32彈體直徑/m018彈體質心位置/m距頭部尖點184彈體質量/kg170彈體繞x軸的轉動慣量Ix/(kg·m2)137繞y軸、z軸的轉動慣量Iy、Iz/(kg·m2)120

2.2 網格尺寸選擇

本文采用重疊網格法來實現彈體的運動，因此將計算網格劃分為兩個區域：包含了腔體及整個計算域的背景網格區域以及包含了彈體的重疊網格區域。根據預估的彈體下落軌跡范圍對背景網格進行區域加密，保證彈體下落過程中不超出網格加密區范圍。同時為了保證彈體下落過程中網格挖洞過程的魯棒性并且保證網格交界處插值有足夠的精度，在網格劃分時使重疊網格區域與背景網格區域交界處網格比例在1～1.2之間。網格類型選取為非結構化Trim網格，垂直壁面方向第1層網格尺寸設置為2×10-6m以使得y+接近于1. 背景網格數量為2 150萬，重疊區域網格數目為400萬。網格密度分布如圖5所示。

圖5 彈體中心截面網格分布(B-B截面)Fig.5 Grid distributionof central plane of missile (B-B section)

2.3 計算條件

分別計算了超聲速來流條件下(馬赫數為1.50)是否考慮艙門及艙門的不同開啟姿態對彈體分離品質的影響。詳細工況見表2. 在建立起流場之后，又對艙體帶彈狀態進行了0.1 s的非定常計算，之后彈體開始下落，下落時長為0.3 s，總計算時間為0.4 s. 計算時間步長選取為5×10-4s，非定常計算采用雙重時間步法，內迭代步設置為20步，可以保證殘差下降兩個量級。

表2 計算工況Tab.2 Simulation cases

3 結果分析

由圖3可知，本文算例中坐標系選取以x軸為逆航向，y軸向上，z軸向左，則按此坐標系定義，彈體低頭為正、左偏航為正。

3.1 艙門有無對彈體分離特性的影響

圖6(a)～圖6(c)為彈體豎直方向受力、速度及位移隨時間變化曲線。圖7(a)～圖7(c)為彈體俯仰力矩、俯仰角速度及俯仰角隨時間變化曲線。圖8(a)～圖8(c)為彈體偏航力矩、偏航角速度及偏航角隨時間變化曲線。

圖6 彈體豎直方向受力、速度、位移隨時間變化Fig.6 Vertical force, velocity and displacement of missile vs. time

從圖6(a)、圖7(a)和圖8(a)可以看出，由于內埋艙流場呈現強非定常特性，下落前期受其影響彈體受力及力矩存在明顯的波動。從圖6(b)、圖6(c)中可以看出，工況1中不考慮艙門存在時，彈體下落速度近似保持線性增長，而工況2考慮艙門影響后，投放后期彈體下落速度增速減緩。然而由于下落時間較短，兩種工況的下落位移曲線差別不明顯，工況2彈體下落位移略小于工況1.

圖7 彈體俯仰力矩、角速度、俯仰角隨時間變化Fig.7 Pitch moment, pitch angular velocity and pitch angle of missile vs. time

圖8 彈體偏航力矩、角速度、俯仰角隨時間變化Fig.8 Yaw moment, pitch angular velocity and pitch angle of missile vs. time

3.1.1 彈體下落初期(t為0.10～0.18 s)

從圖7(a)彈體俯仰力矩曲線可知, 在t為0.10～0.18 s時間段，彈體所受俯仰力矩保持為抬頭力矩并持續增大。由圖7(b)中可知，彈體初始俯仰角速度為低頭角速度，大小為0.261 8 rad/s，受抬頭力矩的影響，彈體下落后低頭角速度不斷降低，最終在t=0.18 s減小到0，之后轉變為抬頭角速度。此階段由于俯仰角速度仍保持為低頭角速度，因此彈體呈現低頭姿態，最大低頭角度為1°左右。從圖8可知，彈體偏航角速度及偏航角均較小。該階段為彈體穿越艙門唇口位置剪切層出艙過程，艙門對彈體下落影響還不明顯，從圖8中可以看出，是否考慮艙門存在，對于該時間段彈體下落軌跡及姿態角變化影響不大，兩種工況下彈體下落參數均保持相近的變化趨勢。

以工況1為例對流場進行詳細分析，工況2與其類似，不再贅述。圖9為工況1中t=0.15 s時通過彈體中心位置，流場z截面馬赫數分布云圖。圖10為彈體上下表面對稱線壓力系數分布曲線。從圖10中可以看出，此時彈體正穿越剪切層出艙。彈體頭部受來流直接撞擊，來流一部分動能轉化為壓能，使得彈體頭部出現局部高壓區。彈體上表面為艙體唇口附近低速氣流，壓力相對較高；彈體下部為高速來流，壓力較低。彈體中后部上表面壓力明顯高于下表面，因此該階段作用在彈體上的俯仰力矩保持為抬頭力矩。

圖9 無艙門時t=0.15 s流場z截面馬赫數分布云圖Fig.9 Mach number contours of z cross section for t=0.15 s

圖10 彈體上下表面對稱線壓力系數分布曲線Fig.10 Pressure coefficient distribution of symmetric lines on upper and lower surfaces

3.1.2 彈體下落中期(t為0.18～0.31 s)

艙門的存在使流場中波系發生改變，從圖7、圖8可知，受其影響彈體出艙后在t為0.18～0.31 s這一時間段，兩種工況中彈體所受俯仰力矩、偏航力矩變化趨勢出現差別，彈體俯仰角及偏航角呈現出顯著差異。由圖7(a)、圖7(b)可以看出，該階段工況2中彈體所受俯仰力矩高于工況1，彈體抬頭角速度迅速升高，在0.31 s時抬頭角速度達到0.75 rad/s，彈體抬頭角度為3.5°. 工況1中彈體抬頭角速度僅為0.2 rad/s，彈體俯仰角約為0°. 由圖8可知工況2中彈體受右偏航力矩，使得彈體右偏航角速度持續增加，在0.31 s達到0.3 rad/s，彈體頭部遠離艙門方向偏航角度不斷增大，彈體下落0.4 s后，彈體右偏航角度達到2.5°，而工況1中彈體偏航角速度及偏航角始終保持在0附近。

圖11為t=0.20 s流場y截面馬赫數分布云圖，截面位置為圖4中所示A-A截面。從圖11中可看出，工況1由于不考慮艙門，彈體周邊流場波系相對簡單，主要為彈體頭部斜激波，記為激波類型Ⅰ，彈體左右兩側流場對稱性較高。在彈體右側尾部位置處還存在一道激波，這是由于受到艙體唇口處剪切層的影響所產生。

圖11 t=0.20 s流場y截面馬赫數分布云圖(A-A截面)Fig.11 Mach number contours of y cross section for t=0.20 s (A-A section)

與工況1相比，工況2受艙門影響流場中波系結構發生了明顯的改變，可以觀察到3種主要類型激波：類型Ⅰ為彈體頭部斜激波，類型Ⅱ為由于艙門存在所產生的斜激波，類型Ⅲ是由于艙門內側肋板影響產生強分離流動所引發的斜激波。這3類激波在流場中形成了更加復雜的相交及反射波系。左右兩側艙門產生的類型Ⅱ激波發生異族激波相交并產生透射激波Ⅱ1，透射激波Ⅱ1進一步與激波Ⅲ發生相交，產生透射激波Ⅱ2及透射激波Ⅲ1. 透射激波Ⅲ1繼續與類型Ⅰ激波相交，生成透射激波Ⅰ1及透射激波Ⅲ2，透射激波Ⅲ2打在彈體表面。同時在彈體左側類型Ⅰ與類型Ⅲ兩道激波也發生了激波相交。由于彈體位置偏向左側艙門，因此彈體兩側波系結構并不完全對稱。

圖12為t=0.20 s通過彈體中心位置，流場z截面馬赫數分布云圖，截面位置為圖4中所示B-B截面。工況1豎直截面流場中可觀察到兩種類型激波：除了上文提到的類型Ⅰ彈體頭部斜激波外，還存在類型IV腔體前緣斜激波。彈體頭部斜激波與艙體唇口位置處剪切層相互作用，反射為膨脹波Ⅰ1.

圖12 t=0.20 s流場z截面馬赫數分布云圖Fig.12 Mach number contours of z cross section for t=0.20 s

工況2豎直截面流場中可觀察到4種主要類型激波：類型Ⅰ彈體頭部斜激波，類型Ⅱ艙門引起的激波以及類型IV腔體前緣斜激波。類型Ⅱ激波由艙門位置橫向朝腔體內部延伸，在腔體前緣位置與類型IV激波相交，由于類型IV斜激波強度較弱，因此相交后透射激波不明顯。波后氣流持續膨脹加速，隨后在彈體與剪切層之間產生一道新的斜激波，為流場中第V類激波。類型Ⅰ與類型V激波發生異族激波相交，產生透射激波V1和透射激波Ⅰ1，透射V1作用在彈體頭部上表面，透射激波Ⅰ1與剪切層相互作用，反射為膨脹激波Ⅰ2. 受流場復雜波系的影響，彈體表面壓力分布不均勻，呈現高低壓交替分布，同時引起彈體尾部與剪切層之間的區域壓力升高。

圖13為流場y截面即A-A截面流場壓力系數分布云圖。從圖13中可以看出，與工況1相比，受艙門影響的工況2中彈體所處流場壓力分布不均勻性增強。由于波系的作用及艙門內側分離流動的影響，彈體尾部流場壓力明顯高于前方，同時由于彈體左右兩側波系結構不對稱，左右兩側壓力分布也呈現較強的不對稱性。彈體表面壓力分布的不均勻使得工況2中彈體受到較大的俯仰及偏航力矩。

圖13 t=0.20 s流場y截面壓力系數分布云圖Fig.13 Pressure coefficient contours of y cross section for t=0.20 s

圖14 彈體壓力系數分布云圖及表面對稱線壓力系數曲線Fig.14 Pressure distribution of missile and pressure coefficient distribution of symmetric lines on upper and lower surfaces

圖14為彈體x截面壓力系數分布云圖及彈體表面不同周向位置壓力系數分布曲線。從圖14中可知，彈體表面壓力呈現高低壓交替的不均勻分布，且考慮艙門的工況彈體表面壓力波動更劇烈。從彈體上下表面對稱線壓力系數分布曲線中可知，工況2彈體后部上下表面壓力差較大，作用在彈體上使彈體產生較大的抬頭力矩。這是由于艙門引發的類型Ⅱ激波使得縱向平面上波系變得更加復雜，從而導致彈體后部上表面壓力升高，壓差增大。因此考慮艙門時，彈體受到的抬頭力矩要大于不考慮艙門的工況。較大的抬頭力矩使得彈體產生更大的抬頭角速度及抬頭角。從彈體左右兩側表面對稱線壓力系數分布曲線可以看出，不考慮艙門時彈體左右兩側壓力分布對稱性較強，曲線基本重合。因此彈體受到偏航力矩很小，在下落過程中偏航角速度及偏航角維持在0附近。而考慮艙門后，由于不對稱波系結構的影響，彈體左右兩側壓力分布差別較大，受激波影響，彈體頭部靠近艙門一側出現局部高壓區，使得彈體產生右偏航力矩，下落過程中彈體右偏航角度持續增加。

3.1.3 彈體下落后期(t為0.31～0.40 s)

在t為0.31～0.40 s這一階段，兩種工況彈體俯仰力矩及彈體俯仰角速度同樣表現出不同的變化趨勢，工況1此階段彈體俯仰力矩趨于平穩，其幅值在0附近上下波動，彈體抬頭角速度維持在0.2 rad/s小幅震蕩。而工況2中，彈體受到的俯仰力矩開始急劇減小并轉為低頭力矩，抬頭角速度逐步降低，在t=0.40 s時，抬頭角速度由0.75 rad/s降低為0.50 rad/s. 在t=0.40 s時，工況1與工況2彈體最終抬頭角度分別為0.5°和6.5°，二者相差達到6°.

圖15 t=0.32 s流場z截面馬赫數分布云圖Fig.15 Mach number contours of z cross section for t=0.32 s

圖15為t=0.32 s時流場馬赫數分布云圖。從圖15中可以看出，工況1中彈體此時俯仰角度在0°左右，同時由于不考慮艙門影響且此時彈體遠離剪切層，彈體上下兩側流場較為對稱，僅在彈體上表面存在一道弱透射激波的作用，因此彈體受到的俯仰力矩很小。而工況2中艙門前緣強斜激波與彈體頭部斜激波相交后產生的透射激波作用在彈體頭部上表面，使彈體頭部上表面壓力升高，該高壓區對彈體產生的俯仰力矩為低頭力矩。同時，這一階段彈體存在一定的迎角，彈體中后部下表面及彈翼下表面壓力升高，對彈體產生的俯仰力矩同樣為低頭力矩，隨著彈體下落迎角持續增加，產生的低頭力矩逐漸增大。由于上述兩種原因，彈體抬頭力矩不斷降低并最終轉為低頭力矩。

通過上述分析可以看出，艙門的存在會使彈體在下落后期的分離速度增速放緩，彈體偏航角及俯仰角大幅增加，不利于武器安全分離。因此在以后研究中應當考慮艙門的存在對彈體下落軌跡的影響。

3.2 艙門不同開啟姿態對彈體分離特性影響

圖16(a)～圖16(f)分別為不同艙門開啟姿態下彈體豎直方向受力、豎直方向位移、俯仰力矩、俯仰角、偏航力矩、偏航角隨時間變化曲線。從圖16(a)～圖16(c)中可以看出，不同工況下彈體豎直方向受力、下落位移、俯仰力矩及俯仰角均保持相近的變化規律，受艙門開啟姿態影響較小，這是因為艙門的不同開啟對于流場縱向波系的影響較小。然而，從圖16(e)、圖16(f)可以看出，彈體偏航力矩及偏航角存在明顯的差異。在彈體下落中期，類型B與另外兩類開啟方式相比，彈體所受偏航力矩存在較大的差別。受此影響，類型A開啟姿態下彈體右偏航角為2.5°，類型B開啟方式下右偏航角降低為0.75°，類型C開啟方式下彈體右偏航角又增加到3°. 同時可以看出彈體偏航角度均為負值，彈體頭部均遠離左側艙門向右偏轉。

圖16 彈體豎直方向受力、位移、俯仰力矩、俯仰角、偏航力矩、偏航角隨時間變化Fig.16 Vertical force, displacement, pitch moment, pitch angle, yaw moment and yaw angle of missile vs. time

與圖11類似，截取不同工況下流場y截面馬赫數分布云圖，如圖17所示。圖17中截面位置選取均穿過艙門第2折段，截面范圍為彈體和左側艙門即圖4中藍色框線標示區域。類型A艙門第2段向彈體方向折疊，靠近彈體位置，艙門波系對彈體表面壓力分布影響更強。彈體與艙門之間的波系結構強度高，因此彈體頭部靠近艙門的一側壓力較大，使得彈體產生右偏航力矩，彈體頭部遠離艙門偏轉。類型B艙門開啟角度與類型A相同均為110°，但艙門第2段展開，從圖17中可以看出，與類型A相比，艙門第2段離彈體較遠，艙門與彈體間波系強度降低，波系作用在彈體上的位置后移。這使得彈體頭部靠近艙門一側壓力降低，高壓區位置也向后移動，因此在彈體上產生的偏航力矩較小，最終彈體右偏航角度僅為0.75°. 類型C艙門開啟方式與類型B類似，但是開啟角度減小為90°，使艙門第2段距離彈體距離再次減小，因此彈體偏航角度再次升高。從上述分析可知，盡可能使艙門遠離彈體可以有效減小艙門對彈體偏航的影響。

圖17 不同工況流場y截面馬赫數分布云圖Fig.17 Mach number contours of y cross section in different cases

4 結論

1)超聲速來流條件下，流場中存在復雜的波系結構，在彈體與剪切層之間發生激波相交、激波剪切層反射等復雜流動現象。考慮艙門影響后，在彈體與艙門之間也形成了復雜的相交反射波系結構，對彈體下落軌跡產生強烈影響。在下落3.5 m距離后，不考慮艙門時彈體俯仰角度為-0.5°，考慮艙門影響后彈體俯仰角增加到-6.5°，相差達6°，彈體偏航角從-0.3°增加到-2.5°，同時在下落后期彈體下落速度增速放緩，不利于武器安全分離。

2)艙門不同開啟姿態對彈體豎直方向位移及俯仰運動影響較小，但會對彈體偏航運動產生較大影響。類型B開啟姿態偏航角最小，僅為-0.75°，而類型A 與類型C偏航角度較大分別為-2.5°、-3°. 這表明盡可能使艙門遠離彈體可以有效降低艙門對彈體偏航的影響，減小偏航角度，提高武器分離品質。

References)

[1] 郭亮, 王純, 葉斌，等. 采用流動控制的超聲速內埋物投放特性研究[J]. 航空學報, 2015, 36(6): 1752-1761. GUO Liang, WANG Chun, YE Bin, et al. Investigation on characteristics of store release from internal bay in supersonic flow

under flow control [J]. Acta Aeronauiica et Astronautica Sinica, 2015, 36(6): 1752-1761. (in Chinese)

[2] 湯濟新. 機載武器發射技術及其研究[J]. 航空科學技術, 2016, 27(4): 1-8. TANG Ji-xin. Study on airborne weapon launch technology [J]. Aeronautical Science & Technology, 2016, 27(4): 1-8. (in Chinese)

[3] 楊俊, 李騫, 謝云愷，等. 超聲速內埋武器分離數值研究[J]. 彈箭與制導學報, 2015, 35(4): 171-174. YANG Jun, LI Qian, XIE Yun-kai, et al. Numerical studies on store separation from a weapon bay at supersonic speed [J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2015, 35(4): 171-174. (in Chinese)

[4] 朱收濤, 曹林平, 封普文，等. 平飛時內埋導彈彈射分離仿真與研究[J]. 電光與控制, 2012, 19(9): 67-71. ZHU Shou-tao, CAO Lin-ping, FENG Pu-wen, et al. Simulation of missile separation from internal weapon bay [J]. Electronics Optics & Control, 2012, 19(9): 67-71. (in Chinese)

[5] 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數值分析[J].飛機設計, 2009, 29(4):1-5. FENG Bi-ming, NIE Wan-sheng, CHE Xue-ke. Simulation of the store separation from a cavity at supersonic speed [J].Aircraft Design, 2009, 29(4):1-5. (in Chinese)

[6] 馮必鳴,聶萬勝,車學科. 初始投放條件對內埋式導彈分離軌跡的影響[J]. 飛行力學, 2009, 27(4): 62-65. FENG Bi-ming, NIE Wan-sheng, CHE Xue-ke. Effect of initial conditions on separation trajectory of the internal missile [J].Flight Dynamics, 2009, 27(4): 62-65. (in Chinese)

[7] 馮必鳴,聶萬勝,車學科，等. 安裝角度對內埋式導彈分離特性的影響[J]. 空氣動力學學報, 2010, 28(6): 672-675. FENG Bi-ming, NIE Wan-sheng, CHE Xue-ke, et al. Effect of fixing angle to separation characteristics of internal store [J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2010, 28(6): 672-675. (in Chinese)

[8] 吳繼飛, 羅新福, 徐來武，等. 內埋武器分離特性及其改進方法研究[J]. 空氣動力學學報, 2014, 32(6): 814- 819. WU Ji-fei, LUO Xin-fu, XU Lai-wu, et al. Investigation on internal weapon separation characteristics and flow control methods [J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(6): 814-819. (in Chinese)

[9] 吳繼飛,羅新福,范召林. 內埋式彈艙流場特性及武器分離特性改進措施[J]. 航空學報, 2009, 30(10):1840-1845. WU Ji-fei, LUO Xin-fu, FAN Zhao-lin. Flow control method to improve cavity flow and store separation characteristics [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009, 30(10):1840-1845. (in Chinese)

[10] 唐上欽, 黃長強, 翁興偉. 考慮氣動干擾的導彈內埋式發射彈道研究[J]. 彈箭與制導學報, 2013, 33(3): 138-142. TANG Shang-qin, HUANG Chang-qiang, WENG Xing-wei. The study on trajectory of missile separating from cavity with aerodynamic interference considered [J]. Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance, 2013, 33(3): 138-142. (in Chinese)

[11] Blazek J. Computational fluid dynamics principles and applications [M].London：Elsevier, 2005: 16-18.

[12] Tamura Y, Fujii K. Conservation law for moving and transformed grids[C]∥AIAA 11th Computational Fluid Dynamics Conference. Orlando, FL, US: AIAA, 1993: 519-522.

[13] 劉偉. 細長機翼搖滾機理的非線性動力學分析及數值模擬方法研究[D]. 長沙: 國防科學技術大學, 2004. LIU Wei. Nonlinear dynamics analysis for mechanism of slender wing rock and study of numerical simulation method [D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2004. (in Chinese)

[14] Strelets M. Detached eddy simulation of massively separated flows[C]∥39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, NV, US: AIAA, 2001: 1-18.

[15] Spalart P R, Jou W H, Strelets M, et al. Comments on the feasibility of LES for wings, and on a hybrid RANS/LES approach[J]. Advances in DNS/LES, 1997, 15(1): 4-8.

[16] Spalart P R, Deck S, Shur M L, et al. A new version of detached eddy simulation, resistant to ambiguous grid densities [J]. Theoretical and Computational Fluid Dynamics, 2006, 20(3): 181-195.

[17] Shur M L, Spalart P R, Strelets M. A hybrid RANS-LES approach with delayed-DES and wall-modelled LES capabilities [J].International Journal of Heat and Fluid Flow, 2008, 29(6): 1638-1649.

[18] 朱自強. 應用計算流體力學[M]. 北京：北京航空航天大學出版社, 1998: 173-174. ZHU Zi-qiang. The application of computational fluid dynamics [M]. Beijing:Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press, 1998: 173-174. (in Chinese)

[19] 閻超. 計算流體力學方法及應用[M]. 北京：北京航空航天大學出版社, 2006: 197-217. YAN Chao. The computational fluid dynamics method and its application [M]. Beijing:Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press, 2006: 197-217. (in Chinese)

[20] Heim E R. CFD wing/pylon/finned store mutual interference wind tunnel experiment[R]. TN, US: Arnold Engineering Development Center, 1991.

Effect of Bay Door on Separation Characteristics of Internal Store

YAN Pan-pan， ZHANG Qun-feng， JIN Ming

(School of Civil Engineering, Beijing Jiaotong University, Beijing 100044, China)

To study the effects of bay door and door opening states on the separation characteristics of internal store, a simplified buried weapon bay-door-missile model is simulated using SSTk-ωIDDES method, six degrees of freedom rigid body dynamics equations and overset mesh method under the condition of supersonic inflow. The separation trajectories of missile bodies in different cases were obtained. The results show that, in supersonic flow, shock intersection and shock shear layer reflection are present in the flow field. Considering that the bay door may make the wave structure changed, the trajectory of missile is also changed. The upward pitch angle of missile increases from 0.5° to 6.5°, the right yaw angle of missile increases from 0.3° to 2.5°, and the growth rate of falling speed decreases in later period. Change in door opening state has little impact on dropping displacement and pitch angle, but has greater impact on the yaw angle of missile. It shows that keeping the door away from missile as far as possible can effectively reduce the influence of the door, decrease the yaw angle and improve the separation quality.

fluid mechanics; buried weapon bay; bay door; weapon launch; overset mesh; improved delayed detached eddy simulation

2016-10-19

國家自然科學基金項目(11172283)

閆盼盼(1990—)，男，博士研究生。E-mail：09231190@bjtu.edu.cn

張群峰(1972—)，男，講師，碩士生導師。E-mail：zhangqunfeng@263.net

V211.3

A

1000-1093(2017)06-1120-11

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.06.011