雷娟棉,牛健平,王鎖柱,周奇(北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京100081)

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初始分離條件對(duì)航彈與載機(jī)分離安全性影響的數(shù)值模擬研究

雷娟棉,牛健平,王鎖柱,周奇
(北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京100081)

摘要:為研究投放條件對(duì)航彈與載機(jī)分離安全性的影響,采用非定常計(jì)算流體力學(xué)數(shù)值模擬方法和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù),同時(shí)耦合求解六自由度彈道方程,對(duì)航彈與載機(jī)的分離過(guò)程進(jìn)行模擬。給出載機(jī)在不同飛行馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、飛行高度及航彈在不同初始下拋速度、角速度條件下,航彈從載機(jī)投放后的分離軌跡和姿態(tài)變化規(guī)律,研究了這些因素對(duì)分離安全性的影響。研究結(jié)果表明:初始分離過(guò)程中載機(jī)對(duì)航彈有很強(qiáng)的氣動(dòng)干擾,對(duì)航彈的氣動(dòng)特性、分離軌跡及彈體姿態(tài)影響很大;隨著分離馬赫數(shù)、投放攻角增大,載機(jī)對(duì)航彈的氣動(dòng)干擾增強(qiáng),航彈的分離安全性變差;對(duì)于掛載于左側(cè)機(jī)翼下的航彈,一定的負(fù)向側(cè)滑角有利于彈體與載機(jī)安全分離;飛行高度越高,越有利于航彈與載機(jī)安全分離;一定的初始下拋速度和適當(dāng)?shù)南聮伋跏冀撬俣扔欣诎踩蛛x。

關(guān)鍵詞:兵器科學(xué)與技術(shù);機(jī)彈分離;數(shù)值模擬;動(dòng)網(wǎng)格;氣動(dòng)特性

0　引言

隨著國(guó)際形勢(shì)的發(fā)展變化,機(jī)載武器在軍事上的使用越來(lái)越廣泛,其外形也越來(lái)越復(fù)雜,對(duì)其性能的要求也越來(lái)越高。機(jī)載武器的裝載方式由傳統(tǒng)的外掛式向內(nèi)埋式轉(zhuǎn)變,投放的速度范圍也在增大。這些因素都增加了載機(jī)與武器周圍流場(chǎng)的復(fù)雜性,加之載機(jī)與投放武器之間的氣動(dòng)干擾,使得機(jī)載武器的分離軌跡更加難以預(yù)測(cè)。如果不以安全的方式投放,武器可能與載機(jī)發(fā)生碰撞,危及載機(jī)的安全,也不能確保機(jī)載武器精確命中目標(biāo)。因此,研究機(jī)載武器初始分離條件對(duì)機(jī)彈分離安全性的影響,給出安全投放分離包絡(luò),預(yù)測(cè)武器投放后的飛行彈道與姿態(tài),具有十分重要的意義。

保證機(jī)載武器與載機(jī)之間的安全分離是新型武器研制過(guò)程中的關(guān)鍵點(diǎn)之一。為了保證機(jī)載武器在各種條件下能夠與載機(jī)安全、可靠地分離,國(guó)內(nèi)外學(xué)者已開(kāi)展了大量的機(jī)彈分離安全性投放飛行試驗(yàn)、地面試驗(yàn)及計(jì)算流體力學(xué)(CFD)數(shù)值模擬研究。飛行試驗(yàn)成本高昂,也有較高的危險(xiǎn)性,所以目前的研究以地面試驗(yàn)和CFD數(shù)值模擬為主。在解決多體分離問(wèn)題時(shí),國(guó)內(nèi)主要采用捕獲軌跡系統(tǒng)(CTS)試驗(yàn)方法,如趙忠良等[1]利用CTS方法,研究了子母彈在高超聲速條件下的分離問(wèn)題,反映了母彈頭部激波對(duì)子彈的干擾特性。雷娟棉等[2]進(jìn)行了布撒器和子彈間的氣動(dòng)干擾CTS試驗(yàn)研究,得出了各擾動(dòng)參數(shù)隨子彈位置的變化規(guī)律和氣動(dòng)干擾區(qū)的范圍。此外地面試驗(yàn)方法還有風(fēng)洞中的自由釋放試驗(yàn)[3-4]等。相比于飛行試驗(yàn)和地面風(fēng)洞試驗(yàn),CFD數(shù)值模擬成本低,效率高,并且能方便地獲得各種數(shù)據(jù),為設(shè)計(jì)和改型提供依據(jù);且隨著技術(shù)的發(fā)展,數(shù)值模擬結(jié)果的可信度在不斷提高,逐漸成為研究機(jī)彈分離問(wèn)題的重要手段。采用CFD數(shù)值方法對(duì)機(jī)彈分離問(wèn)題進(jìn)行模擬,主要有以下幾類方法:采用多塊嵌套網(wǎng)格來(lái)解決機(jī)彈分離問(wèn)題是一種常用的方法。唐志共等[5]采用非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格并求解歐拉方程,模擬了外掛投放問(wèn)題,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。張玉東等[6]采用分區(qū)拼接網(wǎng)格數(shù)值模擬方法,聯(lián)立氣動(dòng)方程和彈道方程,研究了子母彈分離過(guò)程中子彈從母彈中分離并穿越激波的過(guò)程。李亭鶴等[7]改進(jìn)了重疊網(wǎng)格技術(shù)中的割補(bǔ)法,編制了通用程序并給出了三維算例,達(dá)到了較好的效果。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格或混合網(wǎng)格求解動(dòng)態(tài)邊界問(wèn)題是另一種廣泛使用的方法。雷娟棉等[8]采用分區(qū)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格模擬了某型火箭彈的拋撒分離過(guò)程。張軍等[9]采用自適應(yīng)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格計(jì)算了二維多體干擾流場(chǎng)。此外,還有學(xué)者使用笛卡爾網(wǎng)格來(lái)研究機(jī)彈分離問(wèn)題,如桑為民等[10]應(yīng)用笛卡爾非結(jié)構(gòu)切割網(wǎng)格,數(shù)值模擬了機(jī)翼帶外掛物投放的問(wèn)題。其他采用數(shù)值模擬方法的例子如文獻(xiàn)[11-17]。

本文采用的基于彈簧法和局部網(wǎng)格重構(gòu)的非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù),對(duì)復(fù)雜外形問(wèn)題具有很好的適應(yīng)性,并能在計(jì)算域大變形的情況下仍保證較好的網(wǎng)格質(zhì)量,有利于提高計(jì)算精度。本文研究了各種分離條件對(duì)航彈與載機(jī)分離安全性的影響,對(duì)各種工況進(jìn)行了比較全面的數(shù)值仿真,得到了具有一定可信度的結(jié)果,為空投試驗(yàn)時(shí)初始分離條件的確定提供了支撐,也可作為同類產(chǎn)品的工程設(shè)計(jì)與實(shí)際使用時(shí)的參考。

1　數(shù)值方法

本文以非定常三維Navier-Stokes方程為基礎(chǔ),采用Spalart-Allmaras湍流模型,借助非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格及其局部重構(gòu)技術(shù),耦合求解六自由度彈道方程,在不同條件下對(duì)航彈與載機(jī)的初始分離過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬。

1.1控制方程

在航彈與載機(jī)分離的過(guò)程中,彈體表面作為流場(chǎng)域的內(nèi)邊界一直在運(yùn)動(dòng)。而動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)可用于解決由于流場(chǎng)邊界運(yùn)動(dòng)造成流場(chǎng)域隨時(shí)間變化的流場(chǎng)計(jì)算問(wèn)題。本文通過(guò)基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的彈簧法網(wǎng)格變形和局部網(wǎng)格重構(gòu),解決含動(dòng)邊界的機(jī)彈分離非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬問(wèn)題。在航彈與載機(jī)的分離過(guò)程中,考慮由于航彈運(yùn)動(dòng)引起的網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)。將Navier-Stokes方程用于基于運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格的流場(chǎng)域求解時(shí),基本的控制方程組可表示為

式中:?Ω(t)代表控制體積Ω(t)的邊界面;dV表示對(duì)體積的積分;ρ、u和e分別為控制體中流體密度、速度和單位體積的總能;D為網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)速度,對(duì)于不運(yùn)動(dòng)網(wǎng)格D =0;n為?Ω(t)的外法向單位向量;P為流體靜壓張量;τ為粘性應(yīng)力張量;q為由熱傳導(dǎo)產(chǎn)生的熱流量。

(1)式即是笛卡爾坐標(biāo)系下,邊界以任意速度運(yùn)動(dòng)的控制體流動(dòng)控制方程組。下面將其寫為計(jì)算流體力學(xué)慣用的Navier-Stokes方程形式:

定義守恒變量Q為

邊界運(yùn)動(dòng)速度D為

則笛卡爾坐標(biāo)系下,邊界運(yùn)動(dòng)的控制體流動(dòng)控制方程組(1)式可寫為

式中:分量E、F、G及Ev、Fv、Gv的表達(dá)式分別為

式中:流體速度u、υ、w及控制體邊界運(yùn)動(dòng)速度ug、υg、wg均為笛卡爾坐標(biāo)系下的速度分量;p為流體壓力;ρ為流體密度;e為單位體積總能。

1.2湍流模型

選擇標(biāo)準(zhǔn)的Spalart-Allmaras湍流模型。Spalart-Allmaras模型為單方程模型,求解變量是~ν,代表除了近壁(粘性影響)區(qū)域以外的湍流運(yùn)動(dòng)粘性系數(shù)。~ν的輸運(yùn)方程為

式中:Gν是湍流粘性產(chǎn)生項(xiàng);Yν是由于壁面阻擋與粘性阻尼引起的湍流粘性的減少;σν～和Cb2是常數(shù);μ是動(dòng)力粘性系數(shù)。

1.3網(wǎng)格和邊界條件

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)初始流場(chǎng)域進(jìn)行離散。在機(jī)彈分離非定常流場(chǎng)模擬過(guò)程中,運(yùn)動(dòng)的彈體表面邊界位移較小的情況下,采用彈簧法網(wǎng)格變形調(diào)整網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的位置。當(dāng)邊界的位移與網(wǎng)格尺寸相比較大時(shí),彈簧法可能導(dǎo)致網(wǎng)格扭曲嚴(yán)重,質(zhì)量變差。因此,需要將那些扭曲率過(guò)大或超出預(yù)先指定的網(wǎng)格尺寸范圍的網(wǎng)格單元與周圍的網(wǎng)格局部聚合,把聚合后的區(qū)域當(dāng)作一個(gè)新的空間域,然后在這個(gè)空間域內(nèi)重新生成新的網(wǎng)格單元。

在數(shù)值模擬機(jī)彈分離過(guò)程時(shí),計(jì)算域外邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件,彈體及載機(jī)表面為無(wú)滑移絕熱壁面條件。

1.4六自由度運(yùn)動(dòng)軌跡計(jì)算

利用非定常氣動(dòng)力耦合六自由度運(yùn)動(dòng)方程計(jì)算機(jī)彈分離過(guò)程中航彈的運(yùn)動(dòng)軌跡。在載機(jī)慣性坐標(biāo)系下,根據(jù)牛頓定律給出剛體平動(dòng)方程:

式中:m是航彈質(zhì)量;vb、χ分別是航彈質(zhì)心在慣性坐標(biāo)系下的速度矢量和位置矢量;F是外掛物所受合力,包括氣動(dòng)力、重力等。

在彈體坐標(biāo)系下,給出剛體轉(zhuǎn)動(dòng)方程。外掛物的動(dòng)量矩定義為

式中:I是彈體的慣性張量。

根據(jù)動(dòng)量矩定理

將(8)式代入(9)式得

1.5數(shù)值格式

對(duì)Navier-Stokes方程的空間離散采用Roe-FDS通量格式,梯度插值采用基于節(jié)點(diǎn)的格林-高斯方法,流動(dòng)項(xiàng)和修正的湍流粘性項(xiàng)采用2階迎風(fēng)格式離散。

2　數(shù)值驗(yàn)證

二維翼型受迫振蕩繞流場(chǎng)是典型的非定常流場(chǎng),本節(jié)通過(guò)對(duì)NACA0012翼型的受迫振蕩非定常流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬,并將數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[18]進(jìn)行對(duì)比,以此來(lái)檢驗(yàn)本文計(jì)算機(jī)彈分離問(wèn)題時(shí)用到的非定常流動(dòng)計(jì)算方法的有效性。

翼型攻角隨時(shí)間周期性變化的公式為

式中:α0為初始攻角;αm為振幅;k為減縮頻率,k = ωc/2υ∞,ω為角頻率,c為弦長(zhǎng);t為無(wú)量綱時(shí)間,振蕩運(yùn)動(dòng)軸心定義為χm/ c.各參數(shù)取值如表1所示。

表1　NACA0012翼型振蕩參數(shù)表Tab.1 Oscillation parameters of NACA 0012 airfoil

使用與前述機(jī)彈分離問(wèn)題相同的動(dòng)網(wǎng)格方法和數(shù)值方法,對(duì)振蕩翼型流動(dòng)進(jìn)行模擬。所用網(wǎng)格和得到的法向力系數(shù)滯回曲線如圖1所示。

圖1　網(wǎng)格和法向力系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.1 Mesh and numerical result of normal force coefficient

由圖1可見(jiàn),計(jì)算得到的法向力系數(shù)滯回曲線與實(shí)驗(yàn)值較為符合,也說(shuō)明了計(jì)算采用的數(shù)值方法是可信的。

3　計(jì)算外形和條件

計(jì)算外形如圖2所示,航彈掛載于載機(jī)左側(cè)機(jī)翼內(nèi)側(cè)掛架。在掛載狀態(tài)時(shí),航彈前翼、尾翼呈“×”形,本文主要研究航彈與載機(jī)分離初期的氣動(dòng)干擾特性,模擬分離后1 s的物理時(shí)間內(nèi)的分離情況。

圖2　機(jī)彈分離計(jì)算模型Fig.2 Computation model

彈體在投放慣性坐標(biāo)系Oχyz中,χ、y、z分別表示彈體質(zhì)心坐標(biāo)在3個(gè)方向上的分量;θχ、θy、θz分別表示彈體滾轉(zhuǎn)角、偏航角和俯仰角。載機(jī)機(jī)翼有1°的安裝角,因此彈體相對(duì)投放慣性坐標(biāo)系有-1°的初始俯仰角,而偏航和滾轉(zhuǎn)角為0°.投放慣性坐標(biāo)系的原點(diǎn)取在載機(jī)頭部頂點(diǎn),彈體初始質(zhì)心位置坐標(biāo)為(8.322,0.079,2.572)。

在不同初始分離條件下,對(duì)航彈投放初期與載機(jī)的分離過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬。計(jì)算條件:

1)載機(jī)來(lái)流馬赫數(shù)Ma分別為0.6、0.8、1.1;

2)載機(jī)攻角α分別為3°、5°、7°;

3)載機(jī)側(cè)滑角β分別為-4°、-3°、3°、4°;

4)載機(jī)飛行高度h分別為500 m、3 000 m、12 000 m;

5)航彈初始下拋速度υb0分別為0 m/ s、5 m/ s、10 m/ s;

6)航彈初始下拋角速度ω0分別為0°/ s、15°/ s、30°/ s.

4　初始分離條件對(duì)分離過(guò)程影響的數(shù)值模擬結(jié)果

4.1來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)非定常分離的影響

圖3和圖4分別為來(lái)流馬赫數(shù)Ma分別為0.6、0.8、1.1,來(lái)流攻角α=3°,初始下拋速度υb0=0 m/ s,初始下拋角速度ω0= 0°/ s條件下,航彈的分離軌跡及彈體姿態(tài)角隨分離時(shí)間變化的曲線圖。

圖3　不同來(lái)流馬赫數(shù)下機(jī)彈分離軌跡Fig.3 Trajectories of bomb at different Mach numbers

圖4　不同來(lái)流馬赫數(shù)下彈體姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線Fig.4 Bomb attitude angle variation over time at different Mach numbers

從圖3和圖4可以看出,隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大,分離過(guò)程中彈體與載機(jī)間的氣動(dòng)干擾增強(qiáng),其中當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)Ma = 1.1時(shí),干擾最強(qiáng)烈,導(dǎo)致彈體位移和姿態(tài)角的變化,此時(shí)彈體處于跨聲速流場(chǎng),受到的阻力以及載機(jī)側(cè)向洗流的影響都比較大,因此χ方向和側(cè)向位移都比較大,尤其是側(cè)向位移,隨分離時(shí)間的增加彈體迅速遠(yuǎn)離載機(jī)機(jī)身向翼梢方向運(yùn)動(dòng)。在整個(gè)分離過(guò)程中,彈體始終受到抬頭力矩,彈體的俯仰角是隨著分離時(shí)間的增加而增大的,導(dǎo)致了升力的不斷增大。

4.2來(lái)流攻角對(duì)非定常分離的影響

圖5和圖6分別為來(lái)流馬赫數(shù)Ma = 0.6,來(lái)流攻角α分別為3°、5°、7°,初始下拋速度υb0=0 m/ s,初始下拋角速度ω0= 0°/ s條件下,航彈的分離軌跡及彈體姿態(tài)角隨分離時(shí)間變化的曲線圖。

圖5　不同來(lái)流攻角下機(jī)彈分離軌跡Fig.5 Trajectories of bomb at different angles of attack

從圖5、圖6可以看出,隨著來(lái)流攻角的增大,分離過(guò)程中彈體與載機(jī)之間的氣動(dòng)干擾增強(qiáng),對(duì)彈體質(zhì)心位置與姿態(tài)變化的影響增大。來(lái)流攻角越大,彈體俯仰角增大越快,隨之升力增大,下落變慢。彈體在χ方向位移量隨著來(lái)流攻角的增大變化不大,但在z方向,攻角越大,彈體受到側(cè)向洗流的作用越明顯,彈體向翼梢方向運(yùn)動(dòng)越快。

4.3來(lái)流側(cè)滑角對(duì)非定常分離的影響

圖7和圖8分別為來(lái)流馬赫數(shù)Ma = 0.6,載機(jī)側(cè)滑角β分別為-4°、-3°、3°、4°,攻角α=3°,航彈初始下拋速度υb0=0 m/ s,初始下拋角速度ω0=0°/ s 時(shí),航彈的分離軌跡及彈體姿態(tài)角隨分離時(shí)間變化的曲線圖。

由圖7和圖8可以看出,不同側(cè)滑角下,彈體在χ方向的位移量變化不大;在y方向上,負(fù)側(cè)滑角比正向側(cè)滑角下落得快,并且負(fù)側(cè)滑角絕對(duì)值越大,下落得越快,然而正向側(cè)滑角則相反,側(cè)滑角絕對(duì)值越大,下落得越慢;在z方向上,負(fù)向側(cè)滑角下,彈體向靠近機(jī)身的方向運(yùn)動(dòng),而正側(cè)滑角下,彈體向靠近翼梢的方向運(yùn)動(dòng),并且運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)會(huì)大很多。

圖6　不同來(lái)流攻角下彈體姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線Fig.6 Bomb attitude angle variation over time at different angles of attack

總而言之,負(fù)側(cè)滑角下,彈體受到的氣動(dòng)力與氣動(dòng)力矩都較為平緩,這是由于彈體受到載機(jī)側(cè)向洗流的影響,會(huì)受到側(cè)向力作用而向著翼梢方向運(yùn)動(dòng),正側(cè)滑角加劇了這一作用,使彈體向著翼梢方向運(yùn)動(dòng)得更快;而負(fù)側(cè)滑角則抑制了側(cè)向洗流的作用,使彈體向豎直方向較快地脫離載機(jī)洗流的影響,因此一定的負(fù)側(cè)滑角有利于彈體與載機(jī)安全分離。

4.4載機(jī)飛行高度對(duì)非定常分離的影響

圖9和圖10分別為載機(jī)飛行高度h分別為500 m、3 000 m、12 000 m,攻角α= 5°,來(lái)流馬赫數(shù)Ma =0.8,初始下拋速度υb0=0 m/ s,初始下拋角速度ω0=0°/ s時(shí),航彈的分離軌跡及彈體姿態(tài)角隨分離時(shí)間變化的曲線圖。

圖7　不同來(lái)流側(cè)滑角下機(jī)彈分離軌跡Fig.7 Trajectories of bomb at different angles of sideslip

由圖9和圖10可以看出,隨著飛行高度的增加,空氣密度降低,分離過(guò)程中彈體所受氣動(dòng)力減小,載機(jī)對(duì)彈體的影響也減弱。在12 000 m高空,彈體所受的氣動(dòng)力和力矩都相對(duì)較小,并且變化不劇烈,而在500 m低空,彈體所受氣動(dòng)力及氣動(dòng)力矩變化幅度較大,對(duì)分離軌跡和姿態(tài)有較大的影響。

由于高空環(huán)境氣動(dòng)力和力矩作用的減小,彈體在分離過(guò)程中所受氣動(dòng)干擾及姿態(tài)角變化都隨飛行高度的增加而減小,阻力減小使得χ方向的位移減小;y方向重力的作用遠(yuǎn)大于升力的作用,使得彈體下落得更快;側(cè)向洗流影響減小也使z方向的位移變化不大?？傊?在較高的飛行高度下,機(jī)彈分離過(guò)程中載機(jī)與彈體間干擾作用較小,彈體能較快地脫離載機(jī)流場(chǎng),有利于分離。

4.5初始下拋速度對(duì)非定常分離的影響

圖11和圖12分別為來(lái)流馬赫數(shù)Ma = 0.6,載機(jī)攻角α=5°,航彈初始下拋速度υb0分別為0 m/ s、5 m/ s、10 m/ s,初始下拋角速度ω0= 0°/ s時(shí),航彈的分離軌跡及彈體姿態(tài)角隨分離時(shí)間變化的曲線圖。

由圖11和圖12可以看出,隨著初始下拋速度的增加,機(jī)彈分離過(guò)程中機(jī)彈間的氣動(dòng)干擾并沒(méi)有減弱,對(duì)彈體氣動(dòng)特性影響仍然較大,但由于初始速度較大,彈體能迅速通過(guò)載機(jī)的下洗流場(chǎng),載機(jī)對(duì)彈體影響時(shí)間縮短,使彈體質(zhì)心位置與姿態(tài)角還未發(fā)生較大變化時(shí)與載機(jī)安全分離。彈體質(zhì)心在χ方向,隨初始下拋速度增大的影響并不大;y方向上,隨著初始下拋速度的增加,相同時(shí)間內(nèi)彈體在豎直方向上的位移越大,迅速遠(yuǎn)離載機(jī);z方向上,彈體初始下拋速度越大,位移量越小。因此,一定的初始下拋速度有利于機(jī)彈安全分離。

圖8　不同來(lái)流側(cè)滑角下彈體姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線Fig.8 Bomb attitude angle variation over time at different angles of sideslip

4.6初始下拋角速度對(duì)非定常分離的影響

圖13和圖14分別為來(lái)流馬赫數(shù)Ma = 0.6,載機(jī)攻角α=5°,航彈初始下拋速度υb0=0 m/ s,初始下拋角速度ω0分別為0°/ s、15°/ s、30°/ s時(shí),航彈的分離軌跡及彈體姿態(tài)角隨分離時(shí)間變化的曲線圖。

圖9　不同飛行高度下機(jī)彈分離軌跡Fig.9 Trajectories of bomb at different flight altitudes

圖10　不同飛行高度下彈體姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線Fig.10 Bomb attitude angle variation over time at different flight altitudes

由圖13和圖14可以看出,加初始下拋角速度后,彈體迅速低頭,出現(xiàn)了負(fù)攻角,彈體所受升力為負(fù),由于該彈是不穩(wěn)定的,彈體受到低頭的俯仰力矩,導(dǎo)致負(fù)攻角增大,所受負(fù)升力變大,彈體下落也越快。同時(shí),隨著初始下拋角速度的增大,彈體負(fù)攻角增大,因此受到的阻力也隨之迅速增大,彈體質(zhì)心在χ方向的位移也就越大。由于載機(jī)側(cè)向洗流對(duì)彈體的作用并沒(méi)有較大變化,因此彈體所受側(cè)向力和彈體質(zhì)心在z方向的位移沒(méi)有明顯變化,彈體仍向翼梢方向運(yùn)動(dòng)。

圖11　不同初始下拋速度的機(jī)彈分離軌跡Fig.11 Trajectories of bomb at different initial separation speeds

但是過(guò)大的初始下拋角速度也使得彈體的負(fù)攻角迅速增大,并可能導(dǎo)致彈體的翻轉(zhuǎn),因此適當(dāng)?shù)某跏枷聮伣撬俣扔欣诎踩蛛x。

5　航彈與載機(jī)分離安全性分析

對(duì)本文所計(jì)算的各個(gè)工況,在機(jī)彈分離過(guò)程中彈體質(zhì)心在χ方向的位移并不大,沒(méi)有威脅到載機(jī)的安全,所以本節(jié)主要關(guān)注其在y方向和z方向的位移,以及彈體在Oyz平面內(nèi)的軌跡,以判斷機(jī)彈之間的分離是否安全。

圖15～圖17分別為來(lái)流馬赫數(shù)Ma分別為0.6、0.8、1.1條件下,載機(jī)在不同攻角下投放航彈時(shí),航彈的分離軌跡。

由圖15可見(jiàn),馬赫數(shù)Ma = 0.6時(shí),各攻角下航彈都能與載機(jī)安全分離,但隨著攻角的增大,彈體的側(cè)向位移增大,彈體下落得更慢。由圖16可見(jiàn),在Ma =0.8,α=5°時(shí),彈體所受側(cè)向力和升力都比較大,彈體幾乎水平向翼梢運(yùn)動(dòng),并有向上靠近機(jī)翼的趨勢(shì),對(duì)載機(jī)十分危險(xiǎn)。繼續(xù)增大攻角或來(lái)流馬赫數(shù),彈體將直接撞上掛架,見(jiàn)圖16(c)和圖17(b).

圖12　不同初始下拋速度的彈體姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線Fig.12 Bomb attitude angle variation over time at different initial separation speeds

通過(guò)數(shù)值模擬得到了航彈與載機(jī)安全分離的投放包絡(luò),表2和表3是根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行整理后給出的航彈與載機(jī)分離情況表。

表2　不同馬赫數(shù)、攻角下分離安全情況表Tab.2 Separation safety situation at different Mach numbers and angles of attack

圖13　不同初始下拋角速度的機(jī)彈分離軌跡Fig.13 Trajectories of bomb at different initial angular velocities

表3　不同馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角下分離安全情況表Tab.3 Separation safety situation at different Mach numbers,angles of attack and angles of sideslip

6　結(jié)論

從各種初始分離條件下,航彈與載機(jī)分離過(guò)程的數(shù)值模擬與分析結(jié)果,可得出以下結(jié)論:

1)隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增加,分離過(guò)程中載機(jī)對(duì)航彈的氣動(dòng)干擾增強(qiáng),航彈向下與載機(jī)的分離變慢,但沿機(jī)翼翼展方向的運(yùn)動(dòng)變得更快。

2)隨著載機(jī)攻角增大,分離過(guò)程中航彈受到載機(jī)的氣動(dòng)干擾增強(qiáng),對(duì)彈體質(zhì)心位置與姿態(tài)變化影響增大。升力和側(cè)向力的增大導(dǎo)致航彈向下與載機(jī)的分離減慢,向側(cè)向有顯著運(yùn)動(dòng),投放時(shí)載機(jī)的攻角越大對(duì)安全分離越不利。

3)當(dāng)載機(jī)的側(cè)滑角為正時(shí),位于左側(cè)機(jī)翼下的航彈向機(jī)翼翼梢方向的運(yùn)動(dòng)加快,向下分離運(yùn)動(dòng)減慢,不利于安全分離;當(dāng)載機(jī)側(cè)滑角為負(fù)時(shí),有利于左側(cè)機(jī)翼下的航彈的安全分離。

圖14　不同初始下拋角速度的彈體姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線Fig.14 Bomb attitude angle variation over time at different initial angular velocities

圖15　Ma =0.6與不同攻角時(shí)彈體的分離軌跡圖Fig.15 Trajectories of bomb at Ma =0.6 and different angles of attack

4)飛行高度增加,分離過(guò)程中彈體所受的氣動(dòng)力減小,受到載機(jī)的干擾作用較小,彈體能較快脫離載機(jī)所處流場(chǎng),有利于安全分離。

圖16　Ma =0.8與不同攻角時(shí)彈體的分離軌跡圖Fig.16 Trajectories of bomb at Ma =0.8 and different angles of attack

圖17　Ma =1.1與不同攻角時(shí)彈體的分離軌跡圖Fig.17 Trajectories of bomb at Ma =1.1 and different angles of attack

5)初始下拋速度增大,可使彈體迅速通過(guò)載機(jī)的下洗流場(chǎng),有利于航彈與載機(jī)的安全分離;初始下拋角速度可改變分離過(guò)程中彈體姿態(tài)和所受氣動(dòng)力,適當(dāng)?shù)某跏枷聮伣撬俣扔欣诎踩蛛x。

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Numerical Simulation about the Effect of Initial Separation Condition on Safety of Aerial Bomb Separated from an Aircraft

LEI Juan-mian, NIU Jian-ping, WANG Suo-zhu, ZHOU Qi
(School of Aerospace Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing 100081, China)

Abstract:In order to investigate the effect of initial release conditions on the safety of aerial bomb separated from aircraft, the separation process of aerial bomb from aircraft is simulated by using unsteady CFD numerical simulation method, dynamic mesh technique and 6-DOF trajectory equations.The trajectory and attitude variation of bomb after release are given under different conditions of Mach number, angle of attack, angle of sideslip, flight altitude, initial separation velocity and initial angular velocity.The results show that the aircraft has a strong aerodynamic interference on the bomb when separating, and has a great influence on the bomb's aerodynamic characteristics, trajectory and attitude.As the Mach number and angle of attack increase, the interference of aircraft on the bomb enhances, and the safety gets worse.For the bomb mounted under the left wing, a certain negative angle of sideslip is favorable to safe separation.The higher the flight altitude is, the safer the separation is.The certain initial separation speed and proper angular velocity are benefit for separation safety.

Key words:ordnance science and technology; weapon separation; numerical simulation; dynamic mesh; aerodynamic characteristics

作者簡(jiǎn)介:雷娟棉(1968—),女,教授,博士生導(dǎo)師。E-mail: leijm@ bit.edu.cn;王鎖柱(1984—),男,博士后。E-mail: wangsuozhu@163.com

收稿日期:2015-05-08

DOI:10.3969/ j.issn.1000-1093.2016.02.023

中圖分類號(hào):V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

文章編號(hào):1000-1093(2016)02-0357-10