龐川博，向玉偉，馬興普，蔣勝矩

(西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所， 西安 710065)

0 引言

高超聲速巡航類(lèi)武器通常在進(jìn)氣道入口前安裝整流罩以達(dá)到減阻及熱防護(hù)的作用。助推級(jí)工作結(jié)束后，需要將整流罩從彈身拋離，當(dāng)飛行高度較低時(shí)，不能忽略氣動(dòng)力在分離過(guò)程中的作用，準(zhǔn)確模擬拋罩分離過(guò)程、分析并認(rèn)識(shí)其中流場(chǎng)的變化對(duì)于分離方案設(shè)計(jì)、安全性評(píng)估以及彈體受擾動(dòng)分析有著重要參考意義。目前常用的整流罩分離手段有側(cè)推和旋拋兩種方式[1]，前者主要依靠外部沖量或作動(dòng)器行程強(qiáng)制罩體與彈身間產(chǎn)生相對(duì)位移，并在慣性的作用下進(jìn)一步遠(yuǎn)離彈體，對(duì)氣動(dòng)力依賴(lài)較小，適用面較廣，分離安全裕度大，但存在使用、裝配、貯存成本高，分離時(shí)對(duì)彈體沖擊大等缺點(diǎn)；旋拋式分離，即鉸鏈?zhǔn)椒D(zhuǎn)分離，在整流罩末端使用鉸鏈轉(zhuǎn)軸與彈體相連，分離開(kāi)始時(shí)使用低沖擊的分離螺栓或線切割手段使罩體與彈身分開(kāi)，然后在氣動(dòng)力作用下繞固定鉸鏈軸轉(zhuǎn)動(dòng)，經(jīng)過(guò)一定角度后鉸鏈軸解鎖，整流罩在來(lái)流和慣性共同作用下遠(yuǎn)離彈體。旋拋分離具有分離時(shí)初始擾動(dòng)小，分離結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，分離設(shè)計(jì)參數(shù)清晰等優(yōu)點(diǎn)，但對(duì)分離條件的選擇要求較高。

由于多體分離問(wèn)題的試驗(yàn)條件與模型設(shè)計(jì)相當(dāng)苛刻[2]，早在20世紀(jì)80年代初，美國(guó)使用計(jì)算得到的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)對(duì)分離過(guò)程軌跡進(jìn)行了模擬，結(jié)果表明相較CTS試驗(yàn)，計(jì)算結(jié)果更加接近實(shí)際飛行試驗(yàn)的彈道[3]，之后更多針對(duì)多體分離問(wèn)題的數(shù)值模擬研究得到開(kāi)展。在90年代后，嵌套網(wǎng)格技術(shù)廣泛運(yùn)用于多體復(fù)雜外形的流場(chǎng)計(jì)算，隨著計(jì)算機(jī)硬件進(jìn)一步發(fā)展，動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)運(yùn)用于非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬成為可能，國(guó)外學(xué)者采用動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)對(duì)副油箱投放[4-5]、彈射座椅運(yùn)動(dòng)軌跡[6]以及導(dǎo)彈發(fā)射[7]等過(guò)程進(jìn)行了一系列研究。李孝偉[8]、張玉東[9]等人也針對(duì)投放、子母彈分離動(dòng)態(tài)過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬并取得了較好成果。近年來(lái)郭正、劉君等對(duì)網(wǎng)格變形與局部重構(gòu)技術(shù)開(kāi)展了研究[10-11]，并對(duì)超聲速飛行器頭罩平拋對(duì)稱(chēng)分離以及子母彈拋殼過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬[2，12]，有效避免了嵌套網(wǎng)格區(qū)塊間頻繁插值引起的誤差積累，但也存在邊界層網(wǎng)格難以處理以及僅適用于求解歐拉方程等問(wèn)題。以上研究的分離問(wèn)題基本以平拋為主，物體間不存在約束作用，對(duì)于采用旋拋式分離含有鉸鏈連接的整流罩，由Toniolo等提出了CFE方法來(lái)求解多個(gè)剛體間的約束載荷[13-14]，Oh[15]、Tartabini[16]分別對(duì)多體分離進(jìn)行了仿真，并對(duì)物體間約束力進(jìn)行了分析；張科南等提出了一種多體分離仿真的綜合建模方法，結(jié)合CFE方法與CFD手段解決該類(lèi)問(wèn)題中氣動(dòng)力、約束力與飛行力學(xué)耦合計(jì)算問(wèn)題[17]；李慧通等人對(duì)導(dǎo)彈底罩拋離過(guò)程開(kāi)展了建模與分析，并對(duì)物體間鉸鏈約束力采用了CFE方法進(jìn)行求解[1]。上述研究中均采用靜態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)或定常數(shù)值計(jì)算所得到的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，對(duì)于存在大分離、強(qiáng)間斷特性的高超聲速流場(chǎng)，其仿真結(jié)果存在較大誤差且無(wú)法考慮物體間顯著的氣動(dòng)干擾。文中采用動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格結(jié)合CFE方法，對(duì)整流罩旋轉(zhuǎn)拋離過(guò)程進(jìn)行動(dòng)態(tài)非定常CFD數(shù)值模擬，在充分考慮流場(chǎng)非定常特性與氣動(dòng)干擾的基礎(chǔ)上，對(duì)分離過(guò)程的安全性以及彈身的擾動(dòng)特性展開(kāi)討論。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程

將三維非定?？蓧嚎sN-S方程寫(xiě)為：

(1)

式中：Ω為控制體，?Ω為單位控制體邊界表面積，n為積分面的單位法向矢量；Q為守恒形式的狀態(tài)變量，F(xiàn)(Q)與G(Q)分別為對(duì)流項(xiàng)通量與粘性項(xiàng)通量。拋罩分離過(guò)程計(jì)算周期較長(zhǎng),且運(yùn)動(dòng)過(guò)程中出現(xiàn)有較明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象，為了兼顧計(jì)算量與計(jì)算精度，文中仍采用Menterk-ωSST湍流模型，其具體構(gòu)造與特性見(jiàn)文獻(xiàn)[18]。

1.2 約束力計(jì)算

整流罩與彈身處于鉸鏈約束狀態(tài)時(shí), 彈體同時(shí)受到氣動(dòng)載荷與鉸鏈轉(zhuǎn)軸處傳遞的集中力作用。此時(shí)軸的運(yùn)動(dòng)軌跡與彈體的位移以及角位移相關(guān),與罩體的平動(dòng)軌跡一致，而罩體的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)則是與氣動(dòng)載荷和約束力相關(guān)；故在約束階段運(yùn)動(dòng)模擬中既要考慮非定常氣動(dòng)載荷，也要考慮彈身與罩體間相對(duì)姿態(tài)的變化以及受力的傳遞。假設(shè)罩體受合力矩為Mf，慣性矩張量矩陣為L(zhǎng)f，轉(zhuǎn)動(dòng)角速度為ωf，在非慣性系下,其轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程可寫(xiě)作：

(2)

在鉸鏈連接階段,罩體自身僅具有俯仰方向的自由度(另外兩個(gè)方向上的轉(zhuǎn)動(dòng)屬于隨彈身的牽連運(yùn)動(dòng))，其合俯仰力矩與角速度關(guān)系為：

(3)

式中：Mzf為罩體受到的合俯仰力矩，在彈身質(zhì)量與慣性矩遠(yuǎn)大于罩體時(shí)，其合俯仰力矩可近似看作氣動(dòng)載荷作繞轉(zhuǎn)軸參考點(diǎn)的俯仰力矩，即Mzf≈Mzfaero。

將罩體視為質(zhì)點(diǎn)，將角運(yùn)動(dòng)寫(xiě)成慣性力形式，得到其受力情況如圖1所示。

圖1 約束階段罩體受力示意圖

圖1中Ftr與Ftn為等效罩體作繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)的慣性力，由其法向加速度與切向加速度引起，寫(xiě)作:

(4)

式中負(fù)號(hào)僅表示慣性力與加速度方向相反。引入慣性力后，罩體受力滿足如式(5)所示關(guān)系。

(5)

通過(guò)非定常數(shù)值計(jì)算求解得罩體在當(dāng)前時(shí)刻氣動(dòng)力分量與角位移，聯(lián)立式(3)、式(4)、式(5)求得鉸鏈軸作用在罩體上的約束力在xy平面內(nèi)的分量Fxres1與Fyres1，再由作用力與反作用力關(guān)系，可以得到彈身受到從鉸鏈轉(zhuǎn)軸傳遞的力Fmres與相應(yīng)力矩Mmres。在約束運(yùn)動(dòng)階段，彈身受合力與力矩可寫(xiě)作：

(6)

最終求解步驟為：首先在不考慮約束力作用下求解當(dāng)前時(shí)刻非定常流場(chǎng)，得到彈身與罩體氣動(dòng)載荷、姿態(tài)與位移，再通過(guò)CFE方法得到此時(shí)的約束力，最后將約束力與約束力矩作為外部施加力/力矩再次計(jì)算當(dāng)前時(shí)刻的非定常流場(chǎng)，得到當(dāng)前時(shí)刻考慮約束力作用的流場(chǎng)與彈身姿態(tài)結(jié)果。計(jì)算過(guò)程類(lèi)似于“初步計(jì)算-校正-再次計(jì)算”的形式，有效考慮了約束力對(duì)彈身姿態(tài)的影響。

2 分離方案設(shè)計(jì)

收到分離信號(hào)后，分離機(jī)構(gòu)解鎖啟動(dòng)，為了保護(hù)進(jìn)氣道前壓縮面同時(shí)減小對(duì)彈身的擾動(dòng)，所采用分離機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的沖量不宜過(guò)大，此時(shí)主要依靠氣動(dòng)力帶動(dòng)罩體轉(zhuǎn)動(dòng)離開(kāi)彈身，在整流罩外形設(shè)計(jì)時(shí)除了考慮減阻需求外，還需要其能夠產(chǎn)生一定分離力矩，確保罩體能夠在一定攻角范圍內(nèi)安全、快速地轉(zhuǎn)動(dòng)張開(kāi)?？梢酝ㄟ^(guò)在罩體前迎風(fēng)面進(jìn)行非對(duì)稱(chēng)斜切或是在罩體與彈身之間預(yù)留出盲腔來(lái)達(dá)到產(chǎn)生分離力矩的目的。

罩體轉(zhuǎn)軸的解鎖角度在分離方案設(shè)計(jì)中十分重要。當(dāng)鉸鏈軸達(dá)到指定解鎖角度斷開(kāi)后，罩體當(dāng)前的角速度與姿態(tài)對(duì)后續(xù)的運(yùn)動(dòng)軌跡以及姿態(tài)變化有較大影響。解鎖角度過(guò)小，罩體遠(yuǎn)離彈身需要更長(zhǎng)的時(shí)間，解鎖角度過(guò)大，則罩體可能出現(xiàn)翻轉(zhuǎn)，與彈身發(fā)生碰撞的概率增大。為了避免翻轉(zhuǎn)，除了合理設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)軸的解鎖角度，小罩自身也需要具有一定穩(wěn)定性?？紤]到罩體張開(kāi)后攻角較大，背風(fēng)區(qū)域流動(dòng)分離顯著，激波干擾強(qiáng)烈，不能僅依靠定常計(jì)算手段來(lái)預(yù)測(cè)罩體焦點(diǎn)的變化規(guī)律，還需要采用非定常計(jì)算來(lái)進(jìn)一步預(yù)測(cè)分離過(guò)程中罩體實(shí)際姿態(tài)的變化。在助推級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，整流罩作為彈身重要減阻部件，其迎風(fēng)面外形的設(shè)計(jì)與優(yōu)化工作往往是圍繞減阻與熱防護(hù)所展開(kāi)，針對(duì)分離特性的幾何外形優(yōu)化有限，主要通過(guò)調(diào)整罩體自身質(zhì)量分布來(lái)保證穩(wěn)定性。與全彈相比，整流罩質(zhì)量極小，在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以及熱防護(hù)措施的基礎(chǔ)上，可以通過(guò)內(nèi)部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來(lái)合理布置罩體質(zhì)心的位置，使其具備足夠穩(wěn)定性，確保分離中罩體始終遠(yuǎn)離彈身且不發(fā)生翻轉(zhuǎn)。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 計(jì)算外形與條件

高超聲速導(dǎo)彈頭部及進(jìn)氣道整流罩外形通常由不規(guī)則的復(fù)雜曲面構(gòu)成,采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行空間離散可以較好還原其外形，同時(shí)嵌套網(wǎng)格可以描述多個(gè)物體間相對(duì)運(yùn)動(dòng)。為避免接觸干涉，略去轉(zhuǎn)軸處的幾何特征，罩體附近面網(wǎng)格如圖2。

彈身下方為整流罩掉落時(shí)途經(jīng)區(qū)域，也是文中著重關(guān)注的流場(chǎng)區(qū)域。將彈身下方3×1.5×7區(qū)域加密至與整流罩貼體網(wǎng)格同一密度以保證嵌套網(wǎng)格間插值精度，同時(shí)也有利于提高當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)分辨率，給出空間網(wǎng)格分布如圖3所示，計(jì)算參考系x方向從彈頭指向彈尾，y方向向上。通過(guò)計(jì)算罩體運(yùn)動(dòng)過(guò)程，觀察其軌跡與姿態(tài)可以對(duì)分離安全性進(jìn)行評(píng)估；罩體以不同姿態(tài)位于彈身不同位置時(shí)，其對(duì)彈身姿態(tài)的擾動(dòng)也不同。來(lái)流條件取Ma=6,Re=11.1×106,α=0°,β=0°，整流罩取不同質(zhì)心(即不同靜穩(wěn)定度)與不同旋拋解鎖角度條件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，并就安全性與擾動(dòng)特性展開(kāi)討論。

圖2 罩體附近表面網(wǎng)格

圖3 彈身下方網(wǎng)格加密示意圖

3.2 安全性分析

由于彈體質(zhì)量遠(yuǎn)大于整流罩，在約束轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中轉(zhuǎn)軸處結(jié)構(gòu)傳力基本不影響罩體的運(yùn)動(dòng)。在整流罩轉(zhuǎn)動(dòng)張開(kāi)過(guò)程中，不同條件下運(yùn)動(dòng)姿態(tài)與受力情況變化較小，主要差別集中在轉(zhuǎn)動(dòng)約束解除后的六自由度運(yùn)動(dòng)過(guò)程。通過(guò)對(duì)整流罩單獨(dú)進(jìn)行定常計(jì)算，得知其自身焦點(diǎn)隨攻角變化有如圖4所示規(guī)律。

圖4 整流罩焦點(diǎn)隨攻角分布曲線

此處僅參考定常結(jié)果中焦點(diǎn)在小攻角時(shí)相對(duì)靠前且隨攻角增大后移的特性，分別將質(zhì)心布置于罩體沿彈軸方向的30%位置與60%位置(后文統(tǒng)一簡(jiǎn)稱(chēng)為30%質(zhì)心工況與60%質(zhì)心工況)，分別對(duì)應(yīng)較大穩(wěn)定度狀態(tài)與小攻角時(shí)靜不穩(wěn)定/中立穩(wěn)定狀態(tài)，同時(shí)設(shè)定轉(zhuǎn)軸約束解鎖角度為45°，通過(guò)計(jì)算，給出兩種不同質(zhì)心的整流罩掉落軌跡如圖5所示。

圖5 整流罩掉落軌跡

圖6 整流罩氣動(dòng)力隨時(shí)間變化

作圖時(shí)略去了轉(zhuǎn)軸約束放開(kāi)前的大部分狀態(tài),在六自由度運(yùn)動(dòng)中，兩種工況的掉落軌跡均向下遠(yuǎn)離彈身，接觸到加密區(qū)域邊界后計(jì)算停止。60%質(zhì)心工況在t=82 ms時(shí)刻運(yùn)動(dòng)至加密區(qū)域下邊界，耗時(shí)較短，下落速度更快，下落過(guò)程中姿態(tài)改變量較小；30%質(zhì)心工況在下落過(guò)程中由于較大的恢復(fù)力矩作用，姿態(tài)上出現(xiàn)明顯的俯仰運(yùn)動(dòng)。圖6給出整流罩受氣動(dòng)力系數(shù)隨時(shí)間的變化曲線，從圖中可知，60%質(zhì)心工況在x方向受力更大，飛離彈尾所需時(shí)間更短；而30%質(zhì)心工況罩體在x方向受到周期變化的力的作用，與其姿態(tài)變化相對(duì)應(yīng)。沿罩體下落方向， 30%質(zhì)心工況在62～90 ms間所受y向力為正值，從圖5中也可看出在這段時(shí)間內(nèi)罩體相對(duì)來(lái)流的攻角為正，此時(shí)加速度方向指向彈身，對(duì)分離安全性不利；對(duì)于60%質(zhì)心工況，Cy始終為負(fù)，具有更好的分離安全性。

60%質(zhì)心工況分離階段耗時(shí)更短且安全性更高，考慮到其運(yùn)動(dòng)特性與當(dāng)前姿態(tài)直接相關(guān)，給出罩體俯仰方向姿態(tài)角的變化如圖7所示。從圖中曲線可知，30%質(zhì)心工況整流罩在轉(zhuǎn)軸解鎖后，其姿態(tài)角能夠達(dá)到的正向最大值約為50°(沿低頭張開(kāi)方向?yàn)檎?，此時(shí)角速度變?yōu)榱?，回?fù)力矩使罩體由低頭姿態(tài)轉(zhuǎn)為抬頭姿態(tài)，Cy由負(fù)變?yōu)檎?，在慣性作用下，姿態(tài)角繼續(xù)增大至負(fù)向最大值-39°，然后角速度減小至零，在氣動(dòng)恢復(fù)力矩作用下進(jìn)入下一個(gè)運(yùn)動(dòng)周期。對(duì)于60%質(zhì)心工況，盡管計(jì)算結(jié)束較早，姿態(tài)尚未完成一個(gè)周期的變化，但從曲線可知其運(yùn)動(dòng)周期更長(zhǎng)，變化頻率更低；由于質(zhì)心布置更靠后，相同攻角下受到的氣動(dòng)恢復(fù)力矩更小，抵消角運(yùn)動(dòng)的慣性所需時(shí)間更長(zhǎng)，故整流罩長(zhǎng)期處于負(fù)攻角狀態(tài)，受氣動(dòng)力方向始終遠(yuǎn)離彈身，同時(shí)更大的俯仰姿態(tài)角使得其氣動(dòng)阻力也更大(即圖6中Cx)，向后運(yùn)動(dòng)過(guò)彈尾所需時(shí)間更短。

圖7 整流罩俯仰方向姿態(tài)角變化

圖7中還給出了轉(zhuǎn)動(dòng)約束解鎖角度55°時(shí)整流罩俯仰姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線。整流罩在處于約束轉(zhuǎn)動(dòng)條件下，氣動(dòng)力矩使姿態(tài)角持續(xù)增加，約束解除后初始俯仰姿態(tài)角更大，從而俯仰運(yùn)動(dòng)幅度更大，運(yùn)動(dòng)周期更長(zhǎng)，從上文分析結(jié)果可知，此時(shí)分離安全性更好。綜上所述，在罩體不發(fā)生翻轉(zhuǎn)的前提下，可以通過(guò)適當(dāng)?shù)慕档挽o穩(wěn)定度或增大初始俯仰角(增大解鎖角度)來(lái)使罩體更長(zhǎng)時(shí)間處于負(fù)攻角狀態(tài)，從而提高分離安全性。

3.3 擾動(dòng)分析

從拋罩分離過(guò)程開(kāi)始后，彈身受擾動(dòng)主要由以下3部分組成：進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的影響，彈身與罩體轉(zhuǎn)軸處的結(jié)構(gòu)傳力，以及罩體下落過(guò)程中激波對(duì)彈身的影響。設(shè)分離時(shí)刻為0時(shí)刻，整流罩未張開(kāi)前進(jìn)氣道處于未啟動(dòng)狀態(tài)，從圖8可知，此時(shí)內(nèi)流幾乎不引起法向力，抬頭方向的力矩主要由軸向力引起；罩體張開(kāi)過(guò)程中內(nèi)流產(chǎn)生負(fù)向法向力，內(nèi)流場(chǎng)合力矩方向變?yōu)槭箯椛淼皖^；t=60 ms后內(nèi)流場(chǎng)趨于穩(wěn)定。圖9給出了不同時(shí)刻進(jìn)氣道下表面中線壓力系數(shù)分布，隨通氣量不斷增大，內(nèi)流場(chǎng)逐步建立穩(wěn)定的斜激波系，進(jìn)氣道下表面壓力呈階躍式分布，較大壓力梯度出現(xiàn)在S彎與隔離段的過(guò)渡區(qū)以及燃燒室與噴管的過(guò)渡區(qū)。

圖8 進(jìn)氣道內(nèi)流氣動(dòng)力/力矩變化

圖9 進(jìn)氣道下表面中線壓力系數(shù)分布隨時(shí)間變化

整流罩在約束條件下轉(zhuǎn)動(dòng)張開(kāi)過(guò)程為變加速角運(yùn)動(dòng)，通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)軸向彈身傳遞作用力。由上文可知，整流罩質(zhì)量與慣性矩均遠(yuǎn)小于彈身，其約束轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程可近似當(dāng)做定軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行分析。該過(guò)程轉(zhuǎn)軸受力規(guī)律與罩體質(zhì)心位置以及解鎖角度基本無(wú)關(guān)，以約束解鎖角度為55°、質(zhì)心位置30%為例，由式(5)求得轉(zhuǎn)軸處受力隨罩體張開(kāi)角度變化如圖10所示。

圖10 整流罩約束轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中彈身轉(zhuǎn)軸處受力/力矩變化

分離過(guò)程剛開(kāi)始時(shí)，罩體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度較小，在氣動(dòng)力與角加速度等效切向慣性力的共同作用下，彈身在轉(zhuǎn)軸處受到沿彈軸向后與沿彈軸法向向上的力，合力產(chǎn)生較大的抬頭力矩；由于轉(zhuǎn)軸軸向力至彈身質(zhì)心力臂較短，引起的力矩較小，此處重點(diǎn)關(guān)注轉(zhuǎn)軸處法向力的變化；由角速度等效的法向慣性力隨著轉(zhuǎn)動(dòng)角速度增加而增大，且整流罩張開(kāi)角度變化也顯著提高了法向慣性力在彈軸法向方向的分量，在角度張開(kāi)30°以后，轉(zhuǎn)軸處法向力減小至零然后沿負(fù)向迅速增加，產(chǎn)生合力矩方向從抬頭變?yōu)榈皖^。從上述受力特性可得出，整流罩約束解鎖角度越大，解鎖前罩體的最終角速度越大，在轉(zhuǎn)軸處將產(chǎn)生更大的法向力與力矩。減小整流罩旋轉(zhuǎn)約束解鎖角度可以有效降低彈身在轉(zhuǎn)軸處受到的擾動(dòng)。

整流罩開(kāi)始掉落離開(kāi)彈身后，罩體所產(chǎn)生斜激波經(jīng)過(guò)與彈頭、唇口處激波產(chǎn)生多次相交反射后作用于彈身下部；隨著罩體下落以及后移，激波從前往后掃過(guò)彈身，在彈身表面引起的壓力變化逐漸減弱，當(dāng)斜激波后移脫離彈尾后，整流罩在流場(chǎng)中不再對(duì)彈身產(chǎn)生干擾。圖11中給出兩種不同質(zhì)心工況罩體處于不同姿態(tài)時(shí)的流場(chǎng)壓力云圖，60%質(zhì)心工況整流罩長(zhǎng)期處于較大的俯仰姿態(tài)角狀態(tài)，產(chǎn)生斜激波的激波角更大，在和彈身距離相同時(shí)，激波反射在彈身上產(chǎn)生的高壓區(qū)強(qiáng)度更大，作用位置更靠前。

圖11 罩體不同姿態(tài)下流場(chǎng)

在不同時(shí)刻下，選取兩個(gè)工況彈身下表面中線作壓力分布曲線如圖12所示。由上文可知，旋拋約束解鎖時(shí)刻大約為t=42 ms，取罩體解鎖后稍微離開(kāi)彈身處為作曲線圖的第一時(shí)刻，即t=46.5 ms，此時(shí)兩種工況罩體激波在彈身上產(chǎn)生的高壓區(qū)均較靠前(x=2.5附近)，60%質(zhì)心工況高壓區(qū)局部壓強(qiáng)更大；隨時(shí)間繼續(xù)，30%質(zhì)心工況罩體激波在彈身產(chǎn)生的高壓區(qū)迅速后移，高壓區(qū)壓力峰值迅速衰減，在t=57.5 ms時(shí)刻內(nèi)高壓區(qū)壓力系數(shù)衰減至0.7以下，此時(shí)高壓區(qū)在x=4.6處；60%質(zhì)心工況產(chǎn)生的高壓區(qū)峰值壓力系數(shù)衰減至0.7所對(duì)應(yīng)時(shí)刻大約為t=77 ms，此時(shí)高壓區(qū)位置已到x=6.8處，可見(jiàn)盡管該工況下罩體的下落速度與后退速度更快，但產(chǎn)生的斜激波對(duì)彈身的擾動(dòng)更顯著，持續(xù)時(shí)間更久。

圖12 兩種工況下彈身下部中線處壓力分布

圖13 兩種工況下彈身受到的俯仰力矩系數(shù)隨時(shí)間變化

拋罩過(guò)程對(duì)彈身姿態(tài)的擾動(dòng)直接反應(yīng)至其所受俯仰力矩上，圖13中給出兩種不同質(zhì)心工況彈身俯仰力矩系數(shù)隨時(shí)間變化曲線。在整流罩處于約束狀態(tài)時(shí)，彈身受擾動(dòng)主要由進(jìn)氣道通氣和轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)傳力構(gòu)成，兩種工況基本一致。在罩體解除約束開(kāi)始自由掉落后，兩工況彈身俯仰力矩均開(kāi)始減小，對(duì)應(yīng)激波在彈身產(chǎn)生的高壓區(qū)逐步向彈體質(zhì)心移動(dòng)，其中30%質(zhì)心工況彈身力矩更早到達(dá)零點(diǎn)，說(shuō)明高壓區(qū)后移速度更快；俯仰力矩跨過(guò)零點(diǎn)后開(kāi)始沿正向增大，30%質(zhì)心工況激波強(qiáng)度較低，彈身受影響產(chǎn)生的低頭力矩較小，并約t=64 ms時(shí)激波離開(kāi)彈尾，60%質(zhì)心工況產(chǎn)生較強(qiáng)的斜激波，使彈身具有較大的低頭力矩，并且持續(xù)更長(zhǎng)的時(shí)間，激波離開(kāi)彈尾時(shí)刻約為t=83 ms(整流罩下落至加密邊界計(jì)算停止時(shí)剛好激波掃過(guò)彈尾)。

4 結(jié)論

通過(guò)非定常CFD手段結(jié)合CFE方法，對(duì)高超聲速導(dǎo)彈進(jìn)氣道整流罩旋拋式分離過(guò)程開(kāi)展數(shù)值計(jì)算，對(duì)于流場(chǎng)非定常特性的捕捉以及物體間氣動(dòng)干擾的模擬取得較好的效果；針對(duì)分離方案設(shè)計(jì)、安全性分析與流場(chǎng)擾動(dòng)分析展開(kāi)了討論，通過(guò)分析罩體/彈體運(yùn)動(dòng)特性與流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，得出以下結(jié)論：

1)整流罩質(zhì)量特性遠(yuǎn)小于彈體時(shí)，可以通過(guò)合理布置罩體質(zhì)量分布以及約束解鎖角度來(lái)調(diào)整其運(yùn)動(dòng)姿態(tài)變化，以達(dá)到提高分離安全性的目的。

2)向下旋拋分離約束解鎖后，整流罩保持較大的俯仰姿態(tài)角有助于其向下更快速遠(yuǎn)離彈身，同時(shí)向后飛離彈尾所需時(shí)間也越短，分離安全性更好。

3)分離過(guò)程中彈體受到的擾動(dòng)來(lái)源于進(jìn)氣道通氣過(guò)程、轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)傳力以及整流罩激波的干擾，其中罩體激波對(duì)彈身姿態(tài)的擾動(dòng)最為顯著，激波從彈頭掃過(guò)至彈尾時(shí)，分別對(duì)彈身造成額外的先抬頭后低頭的擾動(dòng)力矩；整流罩姿態(tài)角較大時(shí)，激波強(qiáng)度更大，造成的擾動(dòng)更顯著，持續(xù)時(shí)間更長(zhǎng)。