白治寧, 周景軍, 蔡衛(wèi)軍, 王明洲, 石小龍

(中國船舶重工集團公司第705研究所, 710077, 西安)

火箭助飛魚雷分離艙張開特性試驗與數(shù)值研究

白治寧, 周景軍, 蔡衛(wèi)軍, 王明洲, 石小龍

(中國船舶重工集團公司第705研究所, 710077, 西安)

為了研究火箭助飛魚雷雷箭分離時分離艙的張開特性,從而為雷箭分離方案設計提供理論支撐,建立了分離艙張開特性試驗與數(shù)值研究方法。首先,設計了火箭橇地面試驗模擬雷箭分離環(huán)境,對分離艙張開時序進行監(jiān)測記錄,通過試驗數(shù)據(jù)辨識獲取分離艙張開特性;然后,提出了基于定常氣動力修正來研究分離艙動態(tài)張開特性的數(shù)值方法,并與試驗結(jié)果進行對比驗證;最后,在此基礎上,采用基于定常氣動力修正的數(shù)值方法,分析了側(cè)滑角對分離艙張開特性的影響。該數(shù)值方法利用典型狀態(tài)下定常氣動計算結(jié)果,即可對不同分離條件下的分離艙張開過程進行模擬,與完全非定常數(shù)值方法相比,該方法具有計算量小、效率高的特點,適用于雷箭分離初步方案快速評估。數(shù)值分析結(jié)果表明,側(cè)滑角會導致左右分離艙張開不同步,并且在雷箭分離前,需對側(cè)滑角進行嚴格控制以降低雷箭分離時干涉和碰撞的風險。

火箭助飛魚雷;分離艙;火箭橇試驗;數(shù)值方法

美國的“阿斯洛克”、韓國的“紅鯊”等助飛魚雷主要由火箭運載體、戰(zhàn)斗載荷(魚雷)和兩片分離艙組成[1-3]。雷箭分離前,兩片分離艙將戰(zhàn)斗載荷箍緊于運載體上,運載體攜帶戰(zhàn)斗載荷在空中飛行至預定的雷箭分離點時,進行雷箭分離[4]。

由于各分離體結(jié)構(gòu)布局緊湊,在分離艙張開過程中,戰(zhàn)斗載荷姿態(tài)變化與分離艙張開動作不協(xié)調(diào)時極易發(fā)生干涉;戰(zhàn)斗載荷延時開傘時間需根據(jù)分離艙張開時序進行確定,若開傘過早,分離體間距離拉開不充分可能導致傘衣與運載體發(fā)生干涉,若開傘過晚,戰(zhàn)斗載荷姿態(tài)變化太大而導致開傘失敗。因此,研究分離艙的張開特性對雷箭分離方案的設計非常重要。通過真實飛行試驗來研究分離艙張開特性,試驗的周期長成本高,測試難度大,而風洞試驗由于阻塞、尺度效應,難以對分離艙張開過程的氣動特性和運動特性進行全方位模擬[5-6]。采用完全非定常數(shù)值方法可實現(xiàn)對分離艙動態(tài)張開過程的模擬[7-9],但完全非定常數(shù)值模擬計算量大、耗時長,在方案初步設計階段難以滿足進度要求。

本文提出了研究分離艙張開特性的地面試驗和數(shù)值方法。通過火箭橇地面試驗,模擬了空中雷箭分離狀態(tài),監(jiān)測了分離艙動態(tài)張開過程。通過建立數(shù)值計算模型,分析了分離艙張開過程中氣動力和張開時序的變化。對比火箭橇試驗和數(shù)值計算結(jié)果,提出將定常計算結(jié)果進行修正來模擬分離艙張開過程的數(shù)值方法。

1 試驗研究

1.1 試驗方案

雷箭分離示意圖如圖1所示。由于分離艙張開過程極其短暫,戰(zhàn)斗載荷和運載體的姿態(tài)變化不足以影響到分離艙的張開特性,因此可通過火箭橇試驗模擬分離艙張開特性。

圖1 雷箭分離示意圖

火箭橇滑車主要由軌道、滑車、制動系統(tǒng)、測試設備和輔助設施等組成[10-11],示意圖如圖2所示。試驗時將實尺度的助飛魚雷固定安裝于火箭橇滑車上,雷體軸線與滑軌呈2.5°偏角,以模擬側(cè)滑角β=2.5°的分離條件。由火箭推動滑車在滑軌上加速至馬赫數(shù)Ma=0.85的模擬雷箭分離速度?；鸺粱嚿习惭b有高速攝像機,試驗前分別對左右分離艙從0°至打開到分離角度γ過程進行多點靜態(tài)標定,以確定分離艙張開位置與張開角之間的關系,作為試驗后判讀分離艙張開角的基準。

試驗時,火箭橇滑車點火啟動后,由固體火箭對火箭橇滑車進行加速,當速度達到Ma=0.85的分離速度時,控制系統(tǒng)發(fā)出指令,分離艙打開一初始角度,氣流涌入分離艙,分離艙繞鉸鏈迅速張開。當左、右分離艙張開至某一角度γ1后,分離艙與運載體在鉸鏈處解脫,向兩側(cè)分離,火箭橇滑車制動系統(tǒng)啟動,逐漸停止運動。試驗過程中,由橇載高速攝像機對分離艙張開過程進行拍攝記錄。試驗后,通過橇載高速攝像機記錄的圖像數(shù)據(jù)及試驗前靜態(tài)標定結(jié)果,對分離艙張開角隨時間t的變化關系進行判讀。

圖2 火箭橇試驗示意圖

1.2 試驗數(shù)據(jù)辨識

由試驗獲取左(右)分離艙張開角隨時間變化的系列離散數(shù)據(jù)γ(t1)、γ(t2)、…、γ(tn),將這些數(shù)據(jù)進行擬合得到分離艙張開角隨時間的函數(shù)關系γ(t),則分離艙張開角速度ω(t)、張開角加速度α(t)以及分離艙張開過程的氣動力矩My(t)可通過求解以下運動學和動力學方程進行辨識[12-14],方程為

(1)

(2)

My(t)=Jyα(t)

(3)

式中:Jy為左(右)分離艙相對鉸鏈的轉(zhuǎn)動慣量。

2 數(shù)值研究

由于分離艙張開過程極其短暫,因此可忽略各分離體減速對其張開特性的影響。采用CFD方法對Ma=0.85時左、右分離艙不同張開角時戰(zhàn)斗載荷、運載體和左、右分離艙氣動干擾問題進行定常數(shù)值模擬,獲取不同張開角時左、右分離艙的氣動力(矩),將左、右分離艙的氣動力對張開角進行插值,通過求解分離艙轉(zhuǎn)動的動力學和運動學方程,分析分離艙的張開特性。

2.1 計算模型

計算模型包括戰(zhàn)斗載荷、運載體和左、右分離艙。計算模型示意圖如圖3所示,圖3中γ為分離艙單邊張開角,β為側(cè)滑角,定義為雷箭分離前魚雷航向與戰(zhàn)斗載荷軸線的夾角(航向偏左為正)。采用CFD方法對Ma=0.85、分離艙張開不同角度時的靜止繞流問題進行定常數(shù)值模擬,獲取不同張開角γ1、γ2、…、γn下左(右)分離艙的氣動力(矩)My(γ1)、My(γ2)、…、My(γn)。

圖3 計算模型示意圖

2.2 控制方程

數(shù)值方法采用有限體積法,基于雷諾平均N-S方程(RANS),控制方程為

(4)

式中:Q為守恒量;E、F、G為無黏通量;Ev、Fv、Gv為黏性通量。黏性項采用中心差分格式離散,無黏項采用Roe三階迎風通量差分裂方法離散。湍流模型選取k-ε湍流模型。遠場邊界條件選取速度入口和壓力出口,物面邊界條件選取無滑移條件。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對整個計算區(qū)域進行離散,網(wǎng)格總數(shù)為1 300多萬。為捕捉分離體間流場干擾細節(jié),對各分離體周圍及相互之間的網(wǎng)格進行加密處理,并在各分離體壁面附近劃分邊界層網(wǎng)格,計算域如圖4所示。

圖4 分離體壁面附近數(shù)值計算區(qū)域

2.3 分離艙張開過程數(shù)值求解方法

通過求解如下動力學和運動學方程研究分離艙的張開過程,方程為

Jyα(t)=My(γ)

(5)

(6)

(7)

式中:γ(t)、ω(t)和α(t)分別為分離艙的張開角、張開角速度和加速度;My(γ)為分離艙相對鉸鏈氣動力矩My隨γ的變化關系。My(γ1)、My(γ2)、…、My(γn)可通過插值來獲取。

3 試驗與數(shù)值結(jié)果分析

3.1 數(shù)據(jù)無量綱化

3.2 試驗與數(shù)值結(jié)果對比分析

分離艙的轉(zhuǎn)動力矩全部來源于氣動作用力,因此數(shù)值計算與試驗結(jié)果差異的根源在于氣動力矩。左、右分離艙氣動力矩數(shù)值計算和試驗結(jié)果的對比曲線如圖11、12所示,定常數(shù)值計算得到的氣動力矩偏大,這是導致數(shù)值計算得到的分離艙張開時間與試驗結(jié)果差異的根本原因。

4 定常數(shù)值計算結(jié)果修正

4.1 修正方法

圖5 左分離艙張開角隨時間變化曲線 圖6 右分離艙張開角隨時間變化曲線 圖7 左分離艙角速度隨時間變化曲線

圖8 右分離艙角速度隨時間變化曲線 圖9 左分離艙角加速度隨時間變化曲線 圖10 右分離艙角加速度隨時間變化曲線

圖11 左分離艙氣動力矩隨張開角的相對運動關系 圖12 右分離艙氣動力矩隨張開角變化曲線 圖13 定常數(shù)值計算時分離艙與氣流變化曲線

My0=Fz0Xc

(8)

式中:Xc為分離艙氣動壓心距鉸鏈距離。

火箭橇試驗真實模擬了分離艙的動態(tài)張開過程,分離艙在以分離速度V向前運動的同時,繞鉸鏈進行轉(zhuǎn)動,分離艙上每一點處都有由于轉(zhuǎn)動而引起的線速度分量ωR,每一點處與空氣的相對速度并非分離速度,而是小于分離速度,運動關系如圖14所示,將分離艙沿長度方向切分為若干寬度為dL的微元進行分析。

每個微元面積dS=DdL,半徑R處法向相對速度Vz=Vsinγ-ωR,每個微元法向氣動力dfz=0.5CzρVz2dS,其中R為分離艙上任意點與鉸鏈的距離。

(9)

因此,分析分離艙張開特性時應當考慮分離艙轉(zhuǎn)動引起的法向速度分量,將定常計算得到的氣動力矩My0進行修正后再使用。

4.2 修正前后對比分析

左、右分離艙氣動力矩數(shù)值修正后隨張開角的變化曲線如圖15、16所示。修正后左分離艙氣動力矩最大相對誤差由58.1%變?yōu)?0.3%,右分離艙氣動力矩最大相對誤差由30.1%變?yōu)?.1%。

左、右分離艙張開角隨時間變化的曲線如圖17、18所示。氣動力修正后左分離艙的張開過程與試驗結(jié)果基本一致,右分離艙張開至限位角度所經(jīng)歷時間與試驗值的相對誤差由18%減小為4.2%。修正后左、右分離艙張開角速度、角加速度隨時間變化曲線如圖19～20所示。

由圖15～22可知,將數(shù)值修正前后分離艙張開的氣動力、角速度和角加速度與相應的試驗結(jié)果作對比,結(jié)果表明,基于定常氣動力修正來研究分離艙張開特性的數(shù)值方法是合理的。

采用前述基于定常氣動力修正的數(shù)值方法分別對側(cè)滑角β=0°、β=1°和β=3°時下分離艙的張開特性進行研究。不同側(cè)滑角時左右分離艙氣動力矩My隨張開角的變化曲線如圖23所示。β=0°時左右分離艙氣動力矩基本一致,側(cè)滑角越大,左右分離艙氣動力矩差異越大,β=3°時右分離艙氣動力矩比左分離艙大21%左右。

圖14 試驗時分離艙與氣流的實際 圖15 左分離艙氣動力矩隨張開角 圖16 右分離艙氣動力矩隨張開角相對運動關系 變化曲線 變化曲線

圖17 左分離艙張開角隨時間 圖18 右分離艙張開角隨時間 圖19 左分離艙角加速度隨時間變化曲線 變化曲線 變化曲線

圖20 右分離艙角加速度隨時間 圖21 左分離艙角速度隨時間 圖22 右分離艙角速度隨時間變化曲線 變化曲線 變化曲線

不同側(cè)滑角時左右分離艙張開角隨時間變化曲線如圖24所示。由于右分離艙轉(zhuǎn)動慣量Jy略大于左分離艙的,β=0°時右分離艙張開速度略慢于左分離艙。有側(cè)滑角時,左右分離艙氣動力的差異導致二者張開的不同步性的出現(xiàn),β=3°時左分離艙張開至解脫角度所需時間比右分離艙的多25%。

左、右分離艙張開的不同步會導致戰(zhàn)斗載荷周圍流場的不對稱而加劇其姿態(tài)變化,增加雷箭分離干涉的風險;左、右分離艙張開不同步將導致二者從運載體上解脫的不同步,

引發(fā)運載體姿態(tài)的大幅變

(a)β=0° (b)β=1° (c)β=3°圖23 不同側(cè)滑角下分離艙氣動力矩隨張開角變化

(a)β=0° (b)β=1° (c)β=3°圖24 不同側(cè)滑角下分離艙張開角隨時間的變化

化,進而導致前后體在分離時發(fā)生干涉碰撞。因此,雷箭分離前必須對側(cè)滑角進行嚴格控制以減小左、右分離艙張開的不同步性。

5 結(jié) 論

本文通過火箭橇地面試驗和數(shù)值方法獲得了分離艙張開特性,主要工作及結(jié)論如下:

(1)設計火箭橇地面試驗模擬實尺度火箭助飛魚雷的真實分離條件,獲得了雷箭分離時分離艙張開特性;

(2)本文提出了基于定常數(shù)值計算結(jié)果的修正方法,將分離艙法向相對速度進行修正后得到的分離艙張開特性(氣動力、張開時序、張開角速度和張開角加速度)與試驗結(jié)果基本吻合。該方法可依據(jù)典型工況下定常數(shù)值計算結(jié)果,對不同分離條件下分離艙動態(tài)張開的非定常特性進行預報,計算效率高,適用于雷箭分離方案的初步設計;

(3)雷箭分離時,側(cè)滑角會引起分離艙張開的不同步,增加雷箭分離時干涉的風險,雷箭分離前必須對側(cè)滑角進行嚴格控制。

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ExperimentalandNumericalResearchontheUnfoldingPerformanceofSeparatingCapsulesforRocket-AssistedTorpedoes

BAI Zhining, ZHOU Jingjun, CAI Weijun, WANG Mingzhou, SHI Xiaolong

(The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi’an 710077, China)

To study the unfolding performance of separating capsules for the rocket-assisted torpedo and offer theoretical foundation for the torpedo-rocket separation design, the experimental and numerical methods were researched. The rocket sled experiment was conducted to simulate the torpedo-rocket separating environment, and the time series of the separating capsules were monitored and recorded to identify the unfolding performance of the separating capsules. A revised numerical method of steady aerodynamic force for the separating capsules was proposed and proved through comparison with the experimental results. The unfolding performance of the separating capsules under the sideslip angle was analyzed based on the revised numerical method. The method can save computer resources and is more efficient compared with the unsteady numerical simulation, and it can simulate the unfolding process under different conditions based on several typical steady results. Thus the numerical method can be used for rapid prediction of the torpedo-rocket separation scheme. It is shown that the sideslip angle may lead to asynchronism of the separating capsules. So the sideslip angle should be controlled strictly in order to reduce the interference and collision risk during torpedo-rocket separation.

rocket-assisted torpedo; separating capsule; rocket sled experiment; numerical method

2017-06-29。 作者簡介: 白治寧(1988—),男,博士生,工程師。 基金項目: 海裝預先研究資助項目(3020601030101)。

10.7652/xjtuxb201801020

TJ630.2

A

0253-987X(2018)01-0136-07

(編輯 趙煒 苗凌)