头部喷射曳光火箭靶弹气动耦合效应研究*

袁毓雯,曹红松,刘 壮,张会锁,刘鹏飞,李冰洋

(1 中北大学机电工程学院,太原 030051;2 重庆长江电工工业集团有限公司弹箭开发中心,重庆 401336)

0 引言

从20世纪40年代德国研究防空武器开始,世界上的防空武器系统已发展了四代,以拦截作战飞机为主要目标。作战飞机是装备数量最多、应用最广、发展最快的一种机种[1],也是一个国家军队空中力量的核心,对于战时夺取制空权、确保空中战役的胜利有着重要的作用,已成为防空武器重点防御对象[2]。通常作战飞机在外挂对地打击武器之后都不能作超音速飞行,即使外挂空对空武器也会令速度大打折扣,其飞行时速度通常在跨音速附近。为了部队平时训练需要,最终采用改装火箭弹来实现低成本靶弹模拟军用作战飞机,营造近似实战的训练环境。现代防御性武器装备的战斗力生成能力将直接取决于靶弹技术的发展水平[3],所以跨音速靶弹在反武器的研制与生产中必不可少。

在原火箭弹弹体上开喷孔加装曳光管,曳光管内装有可燃的化学物质,较普通靶弹不同之处在于发射时,这些物质会燃烧,向外喷出有颜色光和烟,在光源不足或在黑暗中显示出弹道,在肉眼看来像是一道光束,协助射手准确定位火箭靶弹航迹信息。火箭靶弹在开喷孔后会使弹丸的气动特性变差,对尾翼产生一定的影响。对于这种复杂弹形的弹丸无法直接运用工程算法进行解算,故文中采用计算流体力学(CFD)软件在跨音速附近对曳光火箭靶弹进行气动耦合效应分析,得到开曳光喷孔对火箭靶弹气动特性的影响,实现对靶弹性能的优化,提高供靶精度,这对于锤炼掌握现代防空武器的新一代士兵有着重要的作用。

1 头部喷射曳光气动特性仿真建模

1.1 基于Soildworks三维模型建立

头部喷射曳光火箭靶弹的气动耦合效应分析主要包括气动布局、外形几何参数确定和气动特性等3个方面,其中气动布局是重要一环,影响着弹箭飞行稳定性和外弹道特性。曳光火箭靶弹的气动布局通过三维建模软件建立，如图1所示。

1.2 网格模型的建立

在曳光火箭靶弹网格划分时,将边界尽量远离靶弹固壁,这样对流动的影响小,计算更加准确,相应的计算域也就足够大,消除了数值上的误差。由于在弹体附近流动参数的梯度比较大,网格较密;在流场外边界附近流动参数的梯度接近于0,网格可相应的稀疏一些,故采用镶嵌式双层计算域,内层计算域为足够密的4倍弹长,10倍弹径加展长的靶弹固壁与圆柱组合体,外层计算域由相对稀疏的9倍弹长、20倍弹径加展长组成,由于模拟的是跨音速运动,因此使弹体位于整个计算域中部偏前。

由于非结构网格容易控制网格单元的形状、大小及网格点的位置,具有很大的灵活性,可合理分布网格的疏密,对复杂模型的适应能力很强[4-5],且比较容易完成局部或自适应性的网格细化,能够很好地模拟自然几何边界,所以对于有翼曳光火箭靶弹这种不规则的模型，文中选择非结构网格。

装填曳光剂的曳光管喷孔是研究的重点区域,为了得到更准确的数据,在弹头部、喷孔及尾翼处进行了适当的网格细化处理。考虑到计算机内存的限制,整个区域的网格数目大约为150万,计算域和网格划分如图2所示。

1.3 边界条件等参数设置

弹体采用固壁无滑移边界条件,计算区域用压力远场边界条件,通过理想气体定律来计算气体的密度;自由来流条件为标准大气条件:压强P0=101325MPa,温度T0=298K。

应用基于边界、格心格点的非结构有限体积方法离散N-S方程组,采用多步的Runge-Kutta方法进行时间积分,气体粘度选择Sutherland定律,设置绕流粘性比为10。使用5个层次的多重网格技术和AUSM耦合算法,通过选用显示格式来加速收敛。定常计算条件下,库朗数设为0.8,约5000步达到收敛,精度较高。

基本控制方程为SSTk-ω模型,它是标准k-ω模型修正后的两方程湍流模型,结合了标准k-ω模型在边界层内模拟精度较好和标准k-ε模型在边界层外模拟效果较好的优点,可以模拟转捩和剪切流等复杂流动。

离散格式采用Second Order Upwind二阶迎风格式,它包含流动方程和湍流模型的运动求解,利用两个上游单元的物理量来确定控制体积单元的物理量。

2 曳光喷射火箭靶弹气动耦合效应分析

在火箭靶弹弹体上开喷孔加装曳光管,曳光管的数量一定,但喷孔可以通过大小、形状和位置来改变,为了保证喷孔处的截面强度,开孔深度均为12mm,纵向平面图如图3所示。通过对仿真结果分析可知,不同攻角下各参数变化趋势基本相同,故只分析在Ma=0.8,α=4°时靶弹的外流场分布。

2.1 方案一 气动耦合效应分析

图4为方案一纵向对称平面内喷孔处压力云图及速度矢量图。由图4看出,在跨音速时,曳光喷孔处沿X轴方向从左向右压力不断增加,开孔末端处(最右)压力最大,曳光喷孔后紧连着的弹身压力减小,总体上弹体背风面压力较低,迎风面压力较高;背风面及迎风面的喷孔处均形成涡流,背风面形成顺时针的涡流,而迎风面形成逆时针的涡流,改变了喷孔处空气的压力和密度分布。

图5为喷孔末端(A-A截面)处的压力云图和速度矢量图(从尾部向前看)。由图看出,在位于Z轴正方向的喷孔流线由下指上,下面压力高于上面;Z轴负方向的喷孔流线由上指下,上面压力大于下面;Y轴正方向喷孔流线从左指右,左边压力大于右边;Y轴负方向喷孔流线及压力均与Y轴正方向方向相反。分析可知,绕弹体一周的4个喷孔内壁面附近的速度矢量方向为顺时针方向,改变喷孔内部沿Z轴上下方向、Y轴左右方向的空气密度、压力,形成压差。

从尾翼的压力分布来分析曳光喷孔对尾翼的气动耦合效应。图6为弹丸卷弧翼面最前端(B-B截面)的压力分布云图(从尾部向前看)。由图6可知卷弧翼最大压力分布在翼尖处、最小在翼根处。曳光火箭靶弹与原火箭靶弹相比,B-B截面处Z轴下侧的迎风面压力大于Z轴上侧背风面的压力,Y轴正向的卷弧翼左侧压力大于右侧,Y轴负向右侧压力大于左侧。由于开喷孔装填曳光剂,喷孔产生的负的滚转力矩作用在尾翼上,使尾翼翼片上的压力和密度不对称。

2.2 方案二 气动耦合效应分析

方案二在方案一的基础之上,保持长为50mm不变,把宽从70mm减小为35mm,绕弹体一周的4个喷孔变为8个喷孔。图7为方案二喷孔表面压力云图及速度矢量图。由图7看出,纵向对称平面内喷孔两侧压力大,中间压力小,喷孔最末端压力最大;在喷孔左侧壁面处的流线由下指向上方,右侧壁面处的流线由下指向上,上侧壁面的流线由左指向右,下侧壁面的流线由右指向左,内壁面流线由右上指向左下,在喷孔左下角卷起形成涡流。

图8为喷孔末端(A-A截面)处的压力云图和速度矢量图(从尾部向前看)。位于Z轴正方向喷孔的流线均由下指向上,下面压力高于上面,形成逆时针的流动;Z轴负方向喷孔流线均由上指向下,上面压力大于下面,形成顺时针的流动。分析可知,方案二内壁面附近的速度矢量方向改变了喷孔内部沿Y轴左右方向的空气密度、压力,形成压差,且比方案一小,因为沿Y轴左右方向的速度流动方向相反,左右形成抗衡,产生的滚转力矩有所减小。

由图9看出,尾翼压力云图也发生偏转,但是Z轴翼片两侧的压差小于方案一,由此可见在开小孔的情况下,对尾翼影响有所减弱。

3 曳光喷孔对火箭靶弹气动特性影响

3.1 不同Ma下曳光喷孔对气动特性的影响

因方案二对尾翼的影响较小,所以选用方案二进行气动特性分析及外弹道验证。采用CFD流场数值计算软件对原火箭靶弹(弹丸1)和头部喷射曳光火箭靶弹(弹丸2)在Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,α=4°时的气动力特性进行计算与分析,计算结果为飞行弹道验证提供重要依据。两种弹的阻力系数、升力系数及静力矩系数随马赫数变化如图10所示。

由图10看出,在同一α下,全弹的阻力系数随Ma的增大先缓慢减小后迅速增大,主要是因为在小Ma下空气的压缩性虽然增大了弹丸的前后压差,但却降低了摩擦阻力,导致全弹阻力系数有所下降,随着Ma的增大,空气压缩性的影响逐渐显著,在超音速附近,弹身的头部和尾翼等其他部位附近产生了激波,激波区域不断移动和扩大,各部分附加的激波阻力使全弹的阻力迅速增大,阻力系数达到最大值,且弹丸2阻力系数比弹丸1大,是因为开孔增加了靶弹的迎风面积导致阻力系数最大增加约25%。

在Ma增大的过程中,弹体迎风面和背风面的压力差越来越大,在超音速区域附近升力系数达到最大值,此时不同马赫数的气流相互交错作用,成为扰动源,它引起的扰动波,导致气流受压,形成激波,引起流场气流的突变。开曳光喷孔后的升力系数减小了3%左右,导致弹丸整体气动性能变差。

两种弹的静力矩系数均为负值,为稳定力矩,弹丸2的稳定力矩小于弹丸1,最大减小7%。随着Ma的增大,弹体下方的局部区域开始出现激波,其后移速度超过弹体上方激波移动速度,导致全弹稳定力矩有所增大。

3.2 不同α下曳光喷孔对气动特性的影响

图10可看出两弹的稳定力矩基本上是随Ma的增大而增大,故分析Ma=0.8,不同α下开孔对气动参数的影响。图11为两种弹丸随α增大的气动特性对比图。

从阻力和升力系数来看,开曳光喷孔后使全弹的阻力系数增大,大约增加了20%;升力系数减小较小,减为原来的5%以下,稳定力矩减小8%,且均随α的增大而增大。

4 稳定性分析

火箭靶弹的稳定度是总体设计方案中的重要指标,它的值可表明弹丸在受到外界干扰后,能否还原到先前的飞行状态。工程实践表明,火箭靶弹的焦点应该在质心之后不小于15%的弹身长度,以保证在各种情况下仍然是稳定的[6]。两种弹丸在α=4°时不同Ma下稳定储备量见表1。两种弹丸在Ma=0.8时不同α下的稳定储备量见表2。

表1 α=4°时不同Ma下的稳定储备量 %

表2 Ma=0.8时不同α下的稳定储备量 %

从表1、表2中可以看出不同Ma下开喷孔会使弹丸的稳定储备量降低,最大降为原火箭靶弹的7%左右,但随着α的增大,稳定储备量降低较多,最大降为原来的20%左右。两种弹丸稳定储备量均随马赫数的增大而增大,说明在跨音速附近弹丸不会失稳,稳定性符合要求。对以上二种弹丸进行1组7发的5 km最大射程试验,最大初速为270 m/s,最大射角为27°。结果发现曳光喷射火箭靶弹出现了极少数近弹情况,弹丸飞行稳定,与仿真结果一致。

5 结论

文中针对现有火箭靶弹外形,在其弹体上开喷孔改造成头部喷射曳光的火箭靶弹,利用CFD流体仿真软件对两种弹丸的外流场进行数值模拟计算,研究不同开孔方案下曳光喷孔对尾翼的气动耦合效应,分析曳光喷孔对弹丸气动特性的影响,并进行飞行试验的验证。

1)喷孔处产生负的滚转力矩作用在尾翼上,使尾翼翼尖处压力急剧增大,翼片沿Z轴上下方向、Y轴左右方向的空气密度、压力分布不对称,形成压差,对结构将产生显著影响,可能导致灾难性的结构疲劳破坏。

2)在装填相同数量曳光管,开孔深度相等的情况下,开小孔比大孔对尾翼的影响小。

3)在跨音速时,开喷孔使弹丸气动性能变差,阻力系数增大25%,升力系数降低3%,稳定力矩系数绝对值降低7%,稳定储备量降低7%。两种弹丸均飞行稳定,但曳光火箭靶弹散布较大。

仿真结果与试验结果吻合较好,为以后靶弹系统的性能优化提供一定的参考,有实际的工程应用价值。