頭部噴射曳光火箭靶彈氣動耦合效應研究*

袁毓雯,曹紅松,劉 壯,張會鎖,劉鵬飛,李冰洋

(1 中北大學機電工程學院,太原 030051;2 重慶長江電工工業集團有限公司彈箭開發中心,重慶 401336)

0 引言

從20世紀40年代德國研究防空武器開始,世界上的防空武器系統已發展了四代,以攔截作戰飛機為主要目標。作戰飛機是裝備數量最多、應用最廣、發展最快的一種機種[1],也是一個國家軍隊空中力量的核心,對于戰時奪取制空權、確保空中戰役的勝利有著重要的作用,已成為防空武器重點防御對象[2]。通常作戰飛機在外掛對地打擊武器之后都不能作超音速飛行,即使外掛空對空武器也會令速度大打折扣,其飛行時速度通常在跨音速附近。為了部隊平時訓練需要,最終采用改裝火箭彈來實現低成本靶彈模擬軍用作戰飛機,營造近似實戰的訓練環境。現代防御性武器裝備的戰斗力生成能力將直接取決于靶彈技術的發展水平[3],所以跨音速靶彈在反武器的研制與生產中必不可少。

在原火箭彈彈體上開噴孔加裝曳光管,曳光管內裝有可燃的化學物質,較普通靶彈不同之處在于發射時,這些物質會燃燒,向外噴出有顏色光和煙,在光源不足或在黑暗中顯示出彈道,在肉眼看來像是一道光束,協助射手準確定位火箭靶彈航跡信息。火箭靶彈在開噴孔后會使彈丸的氣動特性變差,對尾翼產生一定的影響。對于這種復雜彈形的彈丸無法直接運用工程算法進行解算,故文中采用計算流體力學(CFD)軟件在跨音速附近對曳光火箭靶彈進行氣動耦合效應分析,得到開曳光噴孔對火箭靶彈氣動特性的影響,實現對靶彈性能的優化,提高供靶精度,這對于錘煉掌握現代防空武器的新一代士兵有著重要的作用。

1 頭部噴射曳光氣動特性仿真建模

1.1 基于Soildworks三維模型建立

頭部噴射曳光火箭靶彈的氣動耦合效應分析主要包括氣動布局、外形幾何參數確定和氣動特性等3個方面,其中氣動布局是重要一環,影響著彈箭飛行穩定性和外彈道特性。曳光火箭靶彈的氣動布局通過三維建模軟件建立，如圖1所示。

1.2 網格模型的建立

在曳光火箭靶彈網格劃分時,將邊界盡量遠離靶彈固壁,這樣對流動的影響小,計算更加準確,相應的計算域也就足夠大,消除了數值上的誤差。由于在彈體附近流動參數的梯度比較大,網格較密;在流場外邊界附近流動參數的梯度接近于0,網格可相應的稀疏一些,故采用鑲嵌式雙層計算域,內層計算域為足夠密的4倍彈長,10倍彈徑加展長的靶彈固壁與圓柱組合體,外層計算域由相對稀疏的9倍彈長、20倍彈徑加展長組成,由于模擬的是跨音速運動,因此使彈體位于整個計算域中部偏前。

由于非結構網格容易控制網格單元的形狀、大小及網格點的位置,具有很大的靈活性,可合理分布網格的疏密,對復雜模型的適應能力很強[4-5],且比較容易完成局部或自適應性的網格細化,能夠很好地模擬自然幾何邊界,所以對于有翼曳光火箭靶彈這種不規則的模型，文中選擇非結構網格。

裝填曳光劑的曳光管噴孔是研究的重點區域,為了得到更準確的數據,在彈頭部、噴孔及尾翼處進行了適當的網格細化處理。考慮到計算機內存的限制,整個區域的網格數目大約為150萬,計算域和網格劃分如圖2所示。

1.3 邊界條件等參數設置

彈體采用固壁無滑移邊界條件,計算區域用壓力遠場邊界條件,通過理想氣體定律來計算氣體的密度;自由來流條件為標準大氣條件:壓強P0=101325MPa,溫度T0=298K。

應用基于邊界、格心格點的非結構有限體積方法離散N-S方程組,采用多步的Runge-Kutta方法進行時間積分,氣體粘度選擇Sutherland定律,設置繞流粘性比為10。使用5個層次的多重網格技術和AUSM耦合算法,通過選用顯示格式來加速收斂。定常計算條件下,庫朗數設為0.8,約5000步達到收斂,精度較高。

基本控制方程為SSTk-ω模型,它是標準k-ω模型修正后的兩方程湍流模型,結合了標準k-ω模型在邊界層內模擬精度較好和標準k-ε模型在邊界層外模擬效果較好的優點,可以模擬轉捩和剪切流等復雜流動。

離散格式采用Second Order Upwind二階迎風格式,它包含流動方程和湍流模型的運動求解,利用兩個上游單元的物理量來確定控制體積單元的物理量。

2 曳光噴射火箭靶彈氣動耦合效應分析

在火箭靶彈彈體上開噴孔加裝曳光管,曳光管的數量一定,但噴孔可以通過大小、形狀和位置來改變,為了保證噴孔處的截面強度,開孔深度均為12mm,縱向平面圖如圖3所示。通過對仿真結果分析可知,不同攻角下各參數變化趨勢基本相同,故只分析在Ma=0.8,α=4°時靶彈的外流場分布。

2.1 方案一 氣動耦合效應分析

圖4為方案一縱向對稱平面內噴孔處壓力云圖及速度矢量圖。由圖4看出,在跨音速時,曳光噴孔處沿X軸方向從左向右壓力不斷增加,開孔末端處(最右)壓力最大,曳光噴孔后緊連著的彈身壓力減小,總體上彈體背風面壓力較低,迎風面壓力較高;背風面及迎風面的噴孔處均形成渦流,背風面形成順時針的渦流,而迎風面形成逆時針的渦流,改變了噴孔處空氣的壓力和密度分布。

圖5為噴孔末端(A-A截面)處的壓力云圖和速度矢量圖(從尾部向前看)。由圖看出,在位于Z軸正方向的噴孔流線由下指上,下面壓力高于上面;Z軸負方向的噴孔流線由上指下,上面壓力大于下面;Y軸正方向噴孔流線從左指右,左邊壓力大于右邊;Y軸負方向噴孔流線及壓力均與Y軸正方向方向相反。分析可知,繞彈體一周的4個噴孔內壁面附近的速度矢量方向為順時針方向,改變噴孔內部沿Z軸上下方向、Y軸左右方向的空氣密度、壓力,形成壓差。

從尾翼的壓力分布來分析曳光噴孔對尾翼的氣動耦合效應。圖6為彈丸卷弧翼面最前端(B-B截面)的壓力分布云圖(從尾部向前看)。由圖6可知卷弧翼最大壓力分布在翼尖處、最小在翼根處。曳光火箭靶彈與原火箭靶彈相比,B-B截面處Z軸下側的迎風面壓力大于Z軸上側背風面的壓力,Y軸正向的卷弧翼左側壓力大于右側,Y軸負向右側壓力大于左側。由于開噴孔裝填曳光劑,噴孔產生的負的滾轉力矩作用在尾翼上,使尾翼翼片上的壓力和密度不對稱。

2.2 方案二 氣動耦合效應分析

方案二在方案一的基礎之上,保持長為50mm不變,把寬從70mm減小為35mm,繞彈體一周的4個噴孔變為8個噴孔。圖7為方案二噴孔表面壓力云圖及速度矢量圖。由圖7看出,縱向對稱平面內噴孔兩側壓力大,中間壓力小,噴孔最末端壓力最大;在噴孔左側壁面處的流線由下指向上方,右側壁面處的流線由下指向上,上側壁面的流線由左指向右,下側壁面的流線由右指向左,內壁面流線由右上指向左下,在噴孔左下角卷起形成渦流。

圖8為噴孔末端(A-A截面)處的壓力云圖和速度矢量圖(從尾部向前看)。位于Z軸正方向噴孔的流線均由下指向上,下面壓力高于上面,形成逆時針的流動;Z軸負方向噴孔流線均由上指向下,上面壓力大于下面,形成順時針的流動。分析可知,方案二內壁面附近的速度矢量方向改變了噴孔內部沿Y軸左右方向的空氣密度、壓力,形成壓差,且比方案一小,因為沿Y軸左右方向的速度流動方向相反,左右形成抗衡,產生的滾轉力矩有所減小。

由圖9看出,尾翼壓力云圖也發生偏轉,但是Z軸翼片兩側的壓差小于方案一,由此可見在開小孔的情況下,對尾翼影響有所減弱。

3 曳光噴孔對火箭靶彈氣動特性影響

3.1 不同Ma下曳光噴孔對氣動特性的影響

因方案二對尾翼的影響較小,所以選用方案二進行氣動特性分析及外彈道驗證。采用CFD流場數值計算軟件對原火箭靶彈(彈丸1)和頭部噴射曳光火箭靶彈(彈丸2)在Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,α=4°時的氣動力特性進行計算與分析,計算結果為飛行彈道驗證提供重要依據。兩種彈的阻力系數、升力系數及靜力矩系數隨馬赫數變化如圖10所示。

由圖10看出,在同一α下,全彈的阻力系數隨Ma的增大先緩慢減小后迅速增大,主要是因為在小Ma下空氣的壓縮性雖然增大了彈丸的前后壓差,但卻降低了摩擦阻力,導致全彈阻力系數有所下降,隨著Ma的增大,空氣壓縮性的影響逐漸顯著,在超音速附近,彈身的頭部和尾翼等其他部位附近產生了激波,激波區域不斷移動和擴大,各部分附加的激波阻力使全彈的阻力迅速增大,阻力系數達到最大值,且彈丸2阻力系數比彈丸1大,是因為開孔增加了靶彈的迎風面積導致阻力系數最大增加約25%。

在Ma增大的過程中,彈體迎風面和背風面的壓力差越來越大,在超音速區域附近升力系數達到最大值,此時不同馬赫數的氣流相互交錯作用,成為擾動源,它引起的擾動波,導致氣流受壓,形成激波,引起流場氣流的突變。開曳光噴孔后的升力系數減小了3%左右,導致彈丸整體氣動性能變差。

兩種彈的靜力矩系數均為負值,為穩定力矩,彈丸2的穩定力矩小于彈丸1,最大減小7%。隨著Ma的增大,彈體下方的局部區域開始出現激波,其后移速度超過彈體上方激波移動速度,導致全彈穩定力矩有所增大。

3.2 不同α下曳光噴孔對氣動特性的影響

圖10可看出兩彈的穩定力矩基本上是隨Ma的增大而增大,故分析Ma=0.8,不同α下開孔對氣動參數的影響。圖11為兩種彈丸隨α增大的氣動特性對比圖。

從阻力和升力系數來看,開曳光噴孔后使全彈的阻力系數增大,大約增加了20%;升力系數減小較小,減為原來的5%以下,穩定力矩減小8%,且均隨α的增大而增大。

4 穩定性分析

火箭靶彈的穩定度是總體設計方案中的重要指標,它的值可表明彈丸在受到外界干擾后,能否還原到先前的飛行狀態。工程實踐表明,火箭靶彈的焦點應該在質心之后不小于15%的彈身長度,以保證在各種情況下仍然是穩定的[6]。兩種彈丸在α=4°時不同Ma下穩定儲備量見表1。兩種彈丸在Ma=0.8時不同α下的穩定儲備量見表2。

表1 α=4°時不同Ma下的穩定儲備量 %

表2 Ma=0.8時不同α下的穩定儲備量 %

從表1、表2中可以看出不同Ma下開噴孔會使彈丸的穩定儲備量降低,最大降為原火箭靶彈的7%左右,但隨著α的增大,穩定儲備量降低較多,最大降為原來的20%左右。兩種彈丸穩定儲備量均隨馬赫數的增大而增大,說明在跨音速附近彈丸不會失穩,穩定性符合要求。對以上二種彈丸進行1組7發的5 km最大射程試驗,最大初速為270 m/s,最大射角為27°。結果發現曳光噴射火箭靶彈出現了極少數近彈情況,彈丸飛行穩定,與仿真結果一致。

5 結論

文中針對現有火箭靶彈外形,在其彈體上開噴孔改造成頭部噴射曳光的火箭靶彈,利用CFD流體仿真軟件對兩種彈丸的外流場進行數值模擬計算,研究不同開孔方案下曳光噴孔對尾翼的氣動耦合效應,分析曳光噴孔對彈丸氣動特性的影響,并進行飛行試驗的驗證。

1)噴孔處產生負的滾轉力矩作用在尾翼上,使尾翼翼尖處壓力急劇增大,翼片沿Z軸上下方向、Y軸左右方向的空氣密度、壓力分布不對稱,形成壓差,對結構將產生顯著影響,可能導致災難性的結構疲勞破壞。

2)在裝填相同數量曳光管,開孔深度相等的情況下,開小孔比大孔對尾翼的影響小。

3)在跨音速時,開噴孔使彈丸氣動性能變差,阻力系數增大25%,升力系數降低3%,穩定力矩系數絕對值降低7%,穩定儲備量降低7%。兩種彈丸均飛行穩定,但曳光火箭靶彈散布較大。

仿真結果與試驗結果吻合較好,為以后靶彈系統的性能優化提供一定的參考,有實際的工程應用價值。