陳永超,高欣寶,高 敏,張 磊

(解放軍軍械工程學(xué)院,石家莊 050003)

鴨式布局制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性數(shù)值計(jì)算

陳永超,高欣寶,高 敏,張 磊

(解放軍軍械工程學(xué)院,石家莊 050003)

為分析氣動(dòng)外形對(duì)鴨式布局制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性的影響,設(shè)計(jì)了兩種具有不同尾翼的制導(dǎo)火箭彈模型,以三維Navier-Stokes方程為控制方程,采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、k-ε模型對(duì)制導(dǎo)火箭彈的繞流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,得到了兩種結(jié)構(gòu)方案下制導(dǎo)火箭彈的氣動(dòng)特性參數(shù)。研究結(jié)果表明,相較于6片尾翼設(shè)計(jì)方案,采用4片尾翼設(shè)計(jì)方案的制導(dǎo)火箭彈具有更大的升阻比,且靜穩(wěn)定性更好。

制導(dǎo)火箭彈;鴨式布局;氣動(dòng)特性;數(shù)值模擬

0 引言

海灣戰(zhàn)爭(zhēng)以來(lái)的局部戰(zhàn)爭(zhēng)表明,精確打擊彈藥在作戰(zhàn)使用中占有的比例越來(lái)越高[1]。遠(yuǎn)程火箭彈具有射程遠(yuǎn)、威力大的優(yōu)點(diǎn),是我陸軍裝備的主要彈藥之一。如何使其具有持續(xù)的彈道修正能力,從而實(shí)現(xiàn)精確打擊是遠(yuǎn)程火箭彈的主要研究方向。其中主要的措施就是在彈體前部加裝鴨舵,利用鴨舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的控制力實(shí)現(xiàn)彈道修正,此外還需對(duì)尾翼進(jìn)行設(shè)計(jì),以便提高彈體的穩(wěn)定性[2-3]。加裝鴨舵和重新設(shè)計(jì)尾翼會(huì)改變?nèi)珡椀淖枇?、升力、俯仰力矩及壓心位置等氣?dòng)特性,而這些氣動(dòng)特性會(huì)對(duì)制導(dǎo)火箭彈的射程及操控性產(chǎn)生影響,因此在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)之初須全面考慮,選出最合適的方案。

風(fēng)洞試驗(yàn)是鴨式布局制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性分析的主要措施,但由于風(fēng)洞試驗(yàn)成本高、實(shí)施難度大,故對(duì)所設(shè)計(jì)的每一種結(jié)構(gòu)方案都進(jìn)行風(fēng)洞測(cè)試是不現(xiàn)實(shí)的。此外,計(jì)算流體力學(xué)(CFD)近幾年發(fā)展迅速,已被廣泛的用于計(jì)算各種制導(dǎo)彈藥的氣動(dòng)特性,如炮射導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的計(jì)算,二維彈道修正彈氣動(dòng)特性的計(jì)算等[4-5]。因此文中利用CFD方法,對(duì)鴨式布局制導(dǎo)火箭彈的擾流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬,從而獲取鴨式布局制導(dǎo)火箭彈的氣動(dòng)特性隨馬赫數(shù)及攻角的變化規(guī)律,重點(diǎn)分析尾翼對(duì)鴨式布局制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性的影響,為鴨式布局制導(dǎo)火箭彈的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 計(jì)算方法及算法驗(yàn)證

1.1 數(shù)值計(jì)算方法

采用有限體積法對(duì)三維可壓縮雷諾平均N-S方程進(jìn)行離散,應(yīng)用Gauss-Green公式,可以得到積分形式的守恒型N-S方程[6]:

式中:

式中：ρ、V、E、p分別為密度、速度、單位質(zhì)量總能和流體壓力,τ為粘性應(yīng)力張量。

湍流模型采用Realizable二方程k-ε模型,其最早由Launder和Spalding提出,具有較好的穩(wěn)定性、經(jīng)濟(jì)性和比較高的計(jì)算精度,在湍流模型中應(yīng)用最為廣泛[7-8]。采用二階迎風(fēng)差分格式作為計(jì)算通量的方法,該方法保留了Taylor級(jí)數(shù)的第一項(xiàng)和第二項(xiàng),可認(rèn)為本地邊界點(diǎn)的值等于上游網(wǎng)格控制點(diǎn)的值與一個(gè)增量的和。

1.2 計(jì)算區(qū)域和網(wǎng)格劃分

將火箭彈外部流場(chǎng)作為計(jì)算域,為了準(zhǔn)確的模擬火箭彈的飛行狀態(tài),同時(shí)縮短計(jì)算時(shí)間,所選取計(jì)算域應(yīng)滿足外邊界處的空氣不受火箭彈飛行的影響,且不宜取過(guò)大。在對(duì)某型122 mm鴨式布局制導(dǎo)火箭彈進(jìn)行多次計(jì)算的過(guò)程中發(fā)現(xiàn),計(jì)算域取直徑50D(D為彈徑),計(jì)算域入口距彈頂30D,計(jì)算域出口距彈底60D即可滿足邊界“無(wú)限遠(yuǎn)”要求。

所使用Realizablek-ε湍流模型對(duì)網(wǎng)格的質(zhì)量要求較高,故采用全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,其對(duì)曲面的擬合采用參數(shù)化的方法得到,區(qū)域光滑,與彈體表面更貼近。此外,結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格存儲(chǔ)簡(jiǎn)單,計(jì)算效率高,收斂性好。所劃分計(jì)算域及縱向?qū)ΨQ面內(nèi)網(wǎng)格如圖1所示。所生成彈體表面網(wǎng)格如圖2所示。

由于計(jì)算域的邊界不受火箭彈飛行的影響,故可設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。根據(jù)所研究火箭彈的實(shí)際飛行情況,計(jì)算條件分別選取了亞音速(Ma=0.8)和超音速(Ma=1.2)兩個(gè)典型速度,攻角取0°～14°,暫不考慮舵偏角對(duì)氣動(dòng)特性的影響,故舵偏角取0°。彈體表面設(shè)置為粘性無(wú)滑移絕熱固壁邊界。

圖1 計(jì)算域劃分及對(duì)稱面網(wǎng)格示意圖

圖2 鴨式布局制導(dǎo)火箭彈表面網(wǎng)格示意圖

1.3 算法驗(yàn)證

為驗(yàn)證算法的有效性,對(duì)某型122 mm鴨式布局制導(dǎo)火箭彈進(jìn)行了不同馬赫數(shù)、不同攻角條件下的氣動(dòng)特性數(shù)值模擬。其中,將阻力系數(shù)、升力系數(shù)等部分?jǐn)?shù)值模擬結(jié)果與實(shí)彈打靶數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比分析。圖3給出了速度為1.2Ma時(shí),不同攻角下阻力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較。圖4給出了速度為1.2Ma時(shí),不同攻角下升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較。

圖3 阻力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的比較

圖4 升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的比較

由圖3、圖4可見(jiàn),數(shù)值計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)有很好的吻合度。因此,該計(jì)算方法可以作為具有相似結(jié)構(gòu)布局的制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性數(shù)值研究的基礎(chǔ)。

2 鴨式布局制導(dǎo)火箭彈結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

圖5為所設(shè)計(jì)的兩種鴨式布局制導(dǎo)火箭彈的結(jié)構(gòu)示意圖,其由某型遠(yuǎn)程火箭彈發(fā)展而來(lái),主要特點(diǎn)為:鴨式氣動(dòng)布局,4片鴨舵,可折疊直尾翼。兩種結(jié)構(gòu)方案的主要區(qū)別為:方案一采用4片尾翼,方案二采用6片尾翼。

圖5 鴨式布局制導(dǎo)火箭彈結(jié)構(gòu)示意圖

3 計(jì)算結(jié)果與分析

通過(guò)數(shù)值模擬得到了4片尾翼和6片尾翼兩種結(jié)構(gòu)方案下制導(dǎo)火箭彈的擾流場(chǎng)及氣動(dòng)特性。文中僅給出阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)及壓心系數(shù)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果。

3.1 阻力系數(shù)

圖6所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時(shí),兩種結(jié)構(gòu)方案下阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯龇桨?和方案2的阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢(shì)基本一致。在亞音速時(shí),方案2的阻力系數(shù)比方案1的阻力系數(shù)增加了約10%;在超音速時(shí),方案2的阻力系數(shù)比方案1的阻力系數(shù)增加了約2%。

3.2 升力系數(shù)

圖7所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時(shí),兩種結(jié)構(gòu)方案下升力系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯龇桨?和方案2的升力系數(shù)均隨攻角的增加而增加,且增加的幅度逐漸增大。在攻角為14°時(shí),亞音速情況下方案1的升力系數(shù)比方案2增加了約6%,超音速情況下方案1的升力系數(shù)比方案2增加了約15%。

3.3 俯仰力矩系數(shù)

圖8所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時(shí),兩種結(jié)構(gòu)方案下俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯龈┭隽叵禂?shù)隨攻角的變化規(guī)律與升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律類似,均隨攻角的增大而增大,且增幅呈增大趨勢(shì)。在攻角為14°時(shí),亞音速情況下方案1的俯仰力矩系數(shù)比方案2增加了約25%,超音速情況下方案1的俯仰力矩系數(shù)比方案2增加了約42%。

圖6 兩種結(jié)構(gòu)方案下阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖7 兩種結(jié)構(gòu)方案下升力系數(shù)隨攻角的變化曲線

3.4 壓心系數(shù)

圖9所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時(shí),兩種結(jié)構(gòu)方案下壓心系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯鲭S著攻角的增大,壓心向后移動(dòng)。在亞音速時(shí),方案1的壓心系數(shù)比方案2增加了約5%,在超音速時(shí),方案1的壓心系數(shù)比方案2增加了約8%。

圖8 兩種結(jié)構(gòu)方案下俯仰力距系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖9 兩種結(jié)構(gòu)方案下壓心系數(shù)隨攻角的變化曲線

4 結(jié)論

利用經(jīng)過(guò)算例驗(yàn)證的數(shù)值計(jì)算方法對(duì)所設(shè)計(jì)的鴨式布局制導(dǎo)火箭彈的繞流場(chǎng)進(jìn)行了模擬,獲得了4片尾翼和6片尾翼兩種結(jié)構(gòu)方案火箭彈的氣動(dòng)特性。研究結(jié)果表明,隨著攻角的增大,阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)均呈增大趨勢(shì),且隨馬赫數(shù)的增大這種現(xiàn)象更為明顯;隨著攻角的增大,壓力中心后移,靜穩(wěn)定度增大;相較而言,4片尾翼的結(jié)構(gòu)方案具有更大的升阻比,靜穩(wěn)定度更大,可作為首選方案,但還需要結(jié)合制導(dǎo)控制策略進(jìn)行進(jìn)一步的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

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Numerical Calculation of Aerodynamic Characteristic of Canard Configuration Guided Rocket

CHEN Yongchao,GAO Xinbao,GAO Min,ZHANG Lei

(Ordnance Engineering College of PLA, Shijiazhuang 050003, China)

Two kinds of guided rocket model with different fins were designed to analyse the effect of aerodynamic configuration on aerodynamic characteristic of canard configuration guided rocket. Using 3D Navier-Stokes equation as governing equation, using structured grid, k-ε model was used to simulate the flow field of guided rocket, and the aerodynamic characteristic parameters of two diferent structures were obtained. The results proved that the configuration with four fins had lager lift-drag ratio and better static stability compared with the configuration with six fins.

guided rocket; canard configuration; aerodynamic characteristics; numerical simulation

2016-03-11

裝備預(yù)研基金資助

陳永超(1989-),男,河南平頂山人,博士研究生,研究方向:彈藥系統(tǒng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)評(píng)估。

V211

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