孫振華,吳催生,徐東來(lái)

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng) 471009)

0 引言

國(guó)內(nèi)外對(duì)空空導(dǎo)彈尾噴流場(chǎng)進(jìn)行了一定的研究,主要集中在導(dǎo)彈發(fā)射尾噴流對(duì)載機(jī)影響分析[1-2]、導(dǎo)彈尾噴流/彈體相互作用[3-4]、導(dǎo)彈尾噴流場(chǎng)結(jié)構(gòu)[5]和導(dǎo)彈尾噴流羽焰特性[6]等,其中對(duì)導(dǎo)彈尾噴流/彈體相互作用影響研究側(cè)重于大攻角下導(dǎo)彈尾噴流對(duì)彈體氣動(dòng)特性的影響分析,而尾噴流對(duì)彈體后端面的熱影響分析研究則很少見(jiàn)報(bào)道。為提高先進(jìn)空空導(dǎo)彈的末端機(jī)動(dòng)性,要求發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間加長(zhǎng),在一定飛行條件下導(dǎo)彈后端面長(zhǎng)期處于受熱影響區(qū)域,有可能引起導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的熱失效,導(dǎo)致飛行任務(wù)失敗,因此有必要研究導(dǎo)彈尾噴流對(duì)導(dǎo)彈尾部結(jié)構(gòu)的熱影響規(guī)律。

在地面高空模擬點(diǎn)火試驗(yàn)時(shí),能夠模擬實(shí)際飛行高度,不能模擬飛行速度,與真實(shí)飛行情況有一定差異,且不能完全獲取流場(chǎng)的細(xì)節(jié),另外試驗(yàn)費(fèi)用也十分昂貴。為彌補(bǔ)高空模擬點(diǎn)火試驗(yàn)的不足,文中通過(guò)采用CFD數(shù)值仿真的方法,對(duì)不同飛行條件和不同燃燒室內(nèi)壓條件下導(dǎo)彈尾流進(jìn)行數(shù)值模擬,獲得了影響導(dǎo)彈尾部后端面熱環(huán)境惡劣程度的規(guī)律,并與實(shí)際地面點(diǎn)火試驗(yàn)和空中試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比。

1 模型建立

1.1 氣動(dòng)模型

文中研究的空空導(dǎo)彈采用正常式氣動(dòng)布局,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管為亞音速長(zhǎng)尾噴管。為減小飛行時(shí)的底部阻力,在導(dǎo)彈尾端略有收斂。圖1為導(dǎo)彈尾部結(jié)構(gòu)示意圖,主要結(jié)構(gòu)參數(shù)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。

圖1 導(dǎo)彈尾部結(jié)構(gòu)示意圖

表1 主要結(jié)構(gòu)參數(shù)數(shù)據(jù)表

1.2 數(shù)值模擬

由于導(dǎo)彈尾噴流/來(lái)流相互作用是一個(gè)相當(dāng)復(fù)雜的現(xiàn)象,為簡(jiǎn)化計(jì)算,文中模型基于如下假設(shè):

1)固體推進(jìn)劑在燃燒室內(nèi)部燃燒不充分,在導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流中會(huì)存在復(fù)雜的復(fù)燃現(xiàn)象,復(fù)燃程度隨推進(jìn)劑成分和燃燒室壓力而異,文中簡(jiǎn)化為純流動(dòng)問(wèn)題;

2)為增加推進(jìn)劑能量,多添加金屬粉末,這樣不可避免造成尾噴流中含有大量的凝相和液相粒子,文中統(tǒng)一簡(jiǎn)化為純氣相問(wèn)題;

3)定壓比熱根據(jù)所計(jì)算導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壓、推進(jìn)劑組分和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)參數(shù),經(jīng)過(guò)熱力計(jì)算參數(shù)得到,在尾噴流場(chǎng)中略有變化,但變化不大,在實(shí)際計(jì)算中視為常值。

采用CFD仿真軟件FLUENT6.0對(duì)所研究工況進(jìn)行數(shù)值模擬。流場(chǎng)控制方程為三維N-S方程,計(jì)算過(guò)程選用耦合隱式方法。湍流模型為RNG k-ε二方程模型,在壁面附近采用非平衡壁面函數(shù)進(jìn)行處理,適合于存在嚴(yán)重壓力梯度的分離、再附等流場(chǎng),粘性系數(shù)由Sutherland公式確定。

計(jì)算網(wǎng)格共約121萬(wàn)網(wǎng)格單元。圖2(a)為計(jì)算域整體網(wǎng)格,圖2(b)為導(dǎo)彈尾部局部網(wǎng)格示意圖。根據(jù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算,計(jì)算參數(shù)如表2所示。

表2 計(jì)算參數(shù)表

圖2 計(jì)算網(wǎng)格圖

仿真邊界條件包括:壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界、壓力入口邊界、無(wú)滑移固壁邊界條件、壓力出口邊界以及對(duì)稱面邊界等,見(jiàn)圖3。

圖3 邊界條件示意圖

2 計(jì)算結(jié)果及分析

影響導(dǎo)彈尾部壁面熱環(huán)境的因素包括來(lái)流馬赫數(shù)Ma、飛行高度H 和發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壓Pc等,文中計(jì)算了不同工況下尾噴流場(chǎng)來(lái)分析導(dǎo)彈尾部端面的流場(chǎng)參數(shù)分布情況,同時(shí)還對(duì)地面靜止點(diǎn)火試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬,以便和地面試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

為便于對(duì)不同計(jì)算狀態(tài)結(jié)果參數(shù)的比較,文中所分析的“壁面”參數(shù)(溫度、速度)均為距離尾噴管后端面5mm處的相應(yīng)參數(shù)。

2.1 地面點(diǎn)火狀態(tài)數(shù)值模擬

針對(duì)地面點(diǎn)火試驗(yàn)條件下進(jìn)行流場(chǎng)仿真,取發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)壓Pc為5MPa,外界溫度為 300K,外界壓力為當(dāng)?shù)卮髿鈮?其它計(jì)算參數(shù)參考表2進(jìn)行選取。仿真等溫線結(jié)果如圖 4所示。由圖可見(jiàn),發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流在擴(kuò)張段之后自由膨脹,但對(duì)尾噴管后壁面影響較小,所影響區(qū)域僅為擴(kuò)展段尾壁面的非金屬段。圖5為導(dǎo)彈尾端面沿徑向溫度分布圖,尾噴管壁面溫度變化趨勢(shì)是由約1700K迅速降至外界溫度,圖中清晰顯示噴管尾部絕大部分壁溫與外界溫度相同,發(fā)動(dòng)機(jī)尾流對(duì)導(dǎo)彈尾部壁面的熱影響僅為輻射傳熱,影響很小,地面試驗(yàn)可以不予考慮壁面防熱措施。

2.2 飛行速度的影響

取高度為5km,導(dǎo)彈無(wú)攻角和側(cè)滑角,分別對(duì)飛行馬赫數(shù) Ma 為 0.7、1.2、1.75、2.3、3.0 、3.5 進(jìn)行仿真計(jì)算。

圖6為不同來(lái)流馬赫數(shù)下導(dǎo)彈尾部沿徑向參數(shù)對(duì)比圖。從圖6(a)中可以看出,隨著馬赫數(shù)的增加,導(dǎo)彈尾壁最高溫度沿外徑方向外移,然后迅速降至某一相對(duì)較為固定溫度,該溫度隨飛行Ma增加而逐漸增大。在飛行Ma=2.3情況下,導(dǎo)彈尾壁溫度將達(dá)到600K;在飛行 Ma=3.5情況下,尾壁面溫度所有區(qū)域均超過(guò)1100K。另外隨著馬赫數(shù)的增加,導(dǎo)彈尾部收斂部位的熱環(huán)境將變得更加惡劣,但惡劣程度不及尾噴管壁面。從圖6(b)中可以看出,在亞音速條件下,導(dǎo)彈尾壁流速很低,基本處于滯止?fàn)顟B(tài),在超音速條件下,尾壁出現(xiàn)漩渦,隨著馬赫數(shù)的增加,漩渦強(qiáng)度逐漸增加,但漩渦的位置基本保持不變,導(dǎo)彈尾部典型渦流示意圖如圖7所示,典型CFD仿真等溫線圖如圖8所示,可以看出整個(gè)導(dǎo)彈尾端面已處于整個(gè)燃?xì)饣亓髦小?/p>

2.3 飛行高度的影響

在不同的高度、相同飛行馬赫數(shù)下,導(dǎo)彈尾壁處的氣流參數(shù)也有所不同。取飛行馬赫數(shù)Ma=2,無(wú)攻角和側(cè)滑角,分別對(duì)5km 、8km、10km、12km 、15km 高度情況進(jìn)行了分析。

圖9為不同飛行高度下導(dǎo)彈尾部沿徑向參數(shù)對(duì)比圖。從圖9(a)中可以看出,飛行高度增加,導(dǎo)彈尾部熱環(huán)境變化程度相對(duì)較小,遠(yuǎn)小于飛行Ma增加引起的變化。但基本變化規(guī)律是,在中低空條件下,隨著高度增加,噴管尾部壁面溫度在大部分區(qū)域反而有所降低。導(dǎo)彈尾部收斂部位在該飛行Ma下,基本與外界溫度持平,但當(dāng)高度超過(guò)15km時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鈬娏鲿?huì)影響到該區(qū)域,熱環(huán)境將變得更加惡劣。從圖9(b)可以看出,在中低空條件下高度對(duì)尾壁面附近流速變化影響不大。

圖9 不同飛行高度下導(dǎo)彈尾部沿徑向參數(shù)對(duì)比

2.4 燃燒室內(nèi)壓的影響

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作內(nèi)壓為5MPa和9MPa的情況進(jìn)行了計(jì)算,發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室總溫均取3200K,導(dǎo)彈飛行高度5km,飛行馬赫數(shù)Ma=2.5,導(dǎo)彈平飛狀態(tài)。

圖10為不同發(fā)動(dòng)機(jī)工作壓力狀態(tài)下導(dǎo)彈尾部沿徑向參數(shù)對(duì)比圖。從圖10(a)中可得,隨著發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壓增加,導(dǎo)彈尾壁面溫度增高,在該計(jì)算狀態(tài)下,最高可達(dá)800K以上,但對(duì)導(dǎo)彈尾部收斂部位的熱環(huán)境不產(chǎn)生太大影響。從圖10(b)可得,燃燒室內(nèi)壓對(duì)尾壁面附近流速變化影響不大。

圖10 不同發(fā)動(dòng)機(jī)工作壓力狀態(tài)下導(dǎo)彈尾部沿徑向參數(shù)對(duì)比

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

在地面點(diǎn)火試驗(yàn)后僅在導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)后端面有試驗(yàn)后的煙熏痕跡,如圖11(a)所示,發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流沒(méi)有回流進(jìn)入導(dǎo)彈尾部端面區(qū)域,導(dǎo)彈尾部端面的溫度和速度都較小,尾部端面的金屬?zèng)]有受到發(fā)動(dòng)機(jī)尾流的燒蝕和沖刷。實(shí)際地面點(diǎn)火結(jié)果與仿真結(jié)果非常相似,表明假設(shè)模型比較合理。分析認(rèn)為底部熱流主要為熱輻射作用,可見(jiàn)熱輻射對(duì)熱流動(dòng)的貢獻(xiàn)較小。根據(jù)數(shù)值仿真結(jié)果,飛行試驗(yàn)前對(duì)導(dǎo)彈底部進(jìn)行隔熱涂層保護(hù)。圖11(b)為飛行試驗(yàn)后圖片,可以看到導(dǎo)彈尾部過(guò)燒現(xiàn)象明顯,涂層已經(jīng)受熱干化龜裂,有明顯火焰熏烤痕跡,且在導(dǎo)彈尾部收斂處形成4塊“月牙形”燒蝕區(qū)。該“月牙形”燒蝕區(qū)形成原因是由于在舵面之后氣流速度降低,壓力升高,發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流回流能力消弱。地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)結(jié)果與仿真計(jì)算均十分吻合,有效驗(yàn)證了仿真的可信性。

圖11 試驗(yàn)后發(fā)動(dòng)機(jī)尾部圖片

4 結(jié)論

1)仿真表明,導(dǎo)彈后端面熱環(huán)境的惡劣程度與不同工作條件密切相關(guān),隨飛行馬赫數(shù)和燃燒室內(nèi)壓的增加而增大,但在中低空情況下飛行高度變化對(duì)其影響較小;

2)空中與地面試驗(yàn)有較大的差別,發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜止點(diǎn)火的尾流場(chǎng)與空中發(fā)射的尾流場(chǎng)有較大差別,地面靜止點(diǎn)火結(jié)果不能代表空中情況,CFD仿真能夠準(zhǔn)確模擬不同狀態(tài)下的噴流情況,仿真結(jié)果與試驗(yàn)現(xiàn)象吻合;

3)在未來(lái)先進(jìn)空空導(dǎo)彈設(shè)計(jì)時(shí),需要重視尾部熱流環(huán)境分析,必要情況下須對(duì)導(dǎo)彈尾部端面進(jìn)行熱防護(hù)設(shè)計(jì)。

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