摘" 要：該文針對飛行器低動壓下頭罩分離存在的難分離以及復(fù)雜流動干擾問題，設(shè)計使用助推火箭進(jìn)行頭罩分離的方案，并采用基于動態(tài)嵌套網(wǎng)格的N-S方程和剛體六自由度方程耦合求解的數(shù)值仿真方法對頭罩分離模型開展3種分離火箭安放位置的頭罩分離模擬研究。研究結(jié)果表明，頭罩分離初期階段兩側(cè)分離火箭噴流合流在頭罩內(nèi)部下段積壓會導(dǎo)致左右瓣罩內(nèi)翻，通過調(diào)整分離火箭縱向位置可以有效減輕分離初期左右瓣罩的內(nèi)翻程度，并最終實(shí)現(xiàn)瓣罩以外翻姿態(tài)與彈體的成功分離。

關(guān)鍵詞：火箭助推頭罩分離；剛體六自由度；嵌套網(wǎng)格；流動干擾；數(shù)值仿真

中圖分類號：V211.3 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " " " " 文章編號：2095-2945（2025）01-0026-04

Abstract： Aiming at the difficult separation and complex flow interference problems of nose cover separation under low dynamic pressure of aircraft， this paper designs a scheme for nose cover separation using a booster rocket， and uses a numerical simulation method to couple N-S equations based on dynamic nested grids and a rigid body six-degree-of-freedom equations. To carry out nose cover separation simulation research on three different separation rocket placement positions on the head cover separation model. The research results show that the confluence of the separation rocket jets on both sides in the lower section of the nose cover interior during the initial stage of the nose cover separation will cause the left and right flap covers to overturn. By adjusting the longitudinal position of the separation rocket， the degree of overturning of the left and right flap covers in the initial stage of separation can be effectively reduced， and finally the successful separation of the flap cover from the projectile body is achieved.

Keywords： rocket booster hood separation; rigid body six degrees of freedom; nested grid; flow interference; numerical simulation

飛行器帶頭罩出水后需要快速將彈頭保護(hù)罩分離以減少不必要的死重，由于此時飛行器速度很低導(dǎo)致分離動壓不足，無法依靠氣流將頭罩吹離，需要借助外力[1]。使用助推火箭將左右瓣罩推離彈體，來實(shí)現(xiàn)低動壓下頭罩快速分離，需要考慮火箭高速噴流對左右瓣罩的氣動干擾[2-3]。本文首先設(shè)計了火箭助推頭罩分離方案，然后基于所設(shè)計的方案研究分離火箭噴流對與頭罩分離姿態(tài)的影響，最后通過調(diào)整分離火箭安放位置來調(diào)整頭罩分離姿態(tài)。

1" 數(shù)值計算方法

三維非定?？蓧毫骼字Z平均Navier-Stokes方程表達(dá)式[4]如下

式中：Q為守恒變量，F(xiàn)（Q）為對流通量，F(xiàn)v為黏性通量。

CFD與6DOF方程通過如圖1所示方式實(shí)現(xiàn)弱耦合。具體過程：①首先根據(jù)來流條件計算得到分離前定常流場；②在收斂定常流場基礎(chǔ)上求解非定常N-S方程，得到下一時間步氣動力；③代入當(dāng)前時間步氣動力求解6DOF方程，得到下一物理時間步各部件的姿態(tài)和位置；④更新嵌套網(wǎng)格，進(jìn)行下一物理時間步的非定常流場計算[5]。

2" 模型及分離方案

針對某飛行器設(shè)計頭罩分離方案如圖2所示，左右瓣罩分別內(nèi)置2枚分離火箭，共3種安放位置，其中位置一火箭推力線穿過瓣罩質(zhì)心，分離火箭推力線與彈體縱軸夾角為65°用以克服瓣罩自身重力，以避免瓣罩在重力作用下向下運(yùn)動與彈體發(fā)生碰撞，最后以外翻的安全姿態(tài)實(shí)現(xiàn)頭罩分離。以分離火箭點(diǎn)火時間為時統(tǒng)零秒，火箭點(diǎn)火后經(jīng)過5 ms左右瓣罩間爆破片爆炸，頭罩分離解鎖。

采用嵌套網(wǎng)格計算時，為了提高流場計算精度，在生成體網(wǎng)格時對分離體可能經(jīng)過的區(qū)域進(jìn)行了體網(wǎng)格加密，3套網(wǎng)格指定的體網(wǎng)格加密尺寸相近，使得重疊區(qū)域網(wǎng)格尺寸接近，圖3中3套子網(wǎng)格的第一層網(wǎng)格高度均設(shè)置為0.05 mm，壁面y+值在大部分區(qū)域內(nèi)小于1，保證了黏性力的計算精度。

3" 瓣罩內(nèi)部流場分析

基于上述介紹的模型與網(wǎng)格，使用計算空氣動力學(xué)耦合六自由度方法以及動態(tài)嵌套網(wǎng)格技術(shù)，對飛行器火箭助推頭罩分離進(jìn)行數(shù)值模擬。分離火箭處于3種位置進(jìn)行頭罩分離其內(nèi)部流場分布大同小異，因此只對將火箭安放在位置一進(jìn)行頭罩分離的分離結(jié)果進(jìn)行內(nèi)部流場分析，圖4為y=0.34 m處切片0.015～0.065 s內(nèi)若干時刻速度等值線圖。在y=0.34 m處切片，可以觀察到左右兩邊的分離火箭噴流并沒有直接沖擊對面瓣罩，左右兩邊分離火箭高速噴流相遇后混合氣流大部分往下運(yùn)動的，少部分往上運(yùn)動，由于處于幾乎密閉的瓣罩空間內(nèi)，向下運(yùn)動的氣流受到滯止，只能從瓣罩底部與彈體間的縫隙流出（由于采用嵌套網(wǎng)格，在0時刻時左右瓣罩之間和瓣罩與彈體之間均留出了幾毫米的間隔以確保該處網(wǎng)格不會挖空）?？傮w來看在分離火箭點(diǎn)火后短時間內(nèi)（0～0.015 s）左右瓣罩內(nèi)部流場氣流速度分布在x方向大概可以分為2個區(qū)域，即中段高速區(qū)、上下段氣流滯止區(qū)。

圖5為y=0.34 m處切片0.015～0.065 s內(nèi)若干時刻壓力等值線圖，從圖中0.015 s時刻可以明顯看到左右瓣罩分離火箭高速噴流相遇后形成的向下流動的高速氣流以及向上流動的少部分高速氣流受到嚴(yán)重阻礙，使得瓣罩內(nèi)部下段和上段形成高壓區(qū)。由于左右瓣罩分離火箭噴流相遇后的合流主體是向下流動的，因此瓣罩內(nèi)部下段氣流滯止而產(chǎn)生的增壓效應(yīng)較之瓣罩內(nèi)部上段要強(qiáng)烈得多。在中段，分離火箭噴流高速低靜壓，由于虹吸作用噴流周圍空氣被帶動加速，最終在分離火箭高速噴流周圍形成一片低壓區(qū)。此時，瓣罩內(nèi)部的壓力分布由高到低依次為下段、上段、中段，這種不均勻的壓力分布使得左右瓣罩受到一個很大的內(nèi)翻力矩。隨著左右瓣罩內(nèi)翻分離瓣罩底端與彈體間的縫隙變大，此處對氣流的阻礙作用很快減弱，瓣罩內(nèi)部下段區(qū)域氣壓迅速降低，其高壓持續(xù)時間大概為15～20 ms?？偟膩砜?，左右瓣罩內(nèi)部壓力分布可以分2個典型時間階段：第一階段為0～0.015 s，這段時間左右瓣罩內(nèi)部呈現(xiàn)下段高壓、上段次高壓、中段低壓的內(nèi)部壓力分布；第二階段為0.015 s至分離結(jié)束，這段時間左右瓣罩間上段和下段壓力差別不明顯，而中段仍舊為低壓區(qū)。并且可觀察到分離火箭安放在位置一時左右瓣罩上端可能發(fā)生碰撞，增加了頭罩分離時的安全隱患。

4" 3種位置下瓣罩受力及運(yùn)動特性分析

4.1" 瓣罩受力特性分析

圖6 （a）和圖6 （b）分別給出了不同分離火箭位置下頭罩分離左右瓣罩z向力Fz和y向氣動力矩My時歷曲線（沒有計入分離火箭物面氣動力）。曲線注釋后綴1、2、3分別代表分離火箭的3種安放位置即位置一、位置二、位置三。

從圖6 （a）中曲線可以看出，分離火箭高速噴流讓左右瓣罩形成的密閉空間內(nèi)部氣壓急劇升高，讓瓣罩受到一個向外膨脹開且非常巨大但作用時間很短的力，隨著瓣罩的打開，左右瓣罩與彈體形成的空間不再密閉，氣流從逐漸變大的縫隙中流出，左右瓣罩中間的氣流流速遠(yuǎn)大于外部，由此從左右瓣罩圍成的空間區(qū)域由高壓迅速轉(zhuǎn)變成低壓也即分離負(fù)壓，隨著瓣罩逐漸遠(yuǎn)離彈體，這種負(fù)壓效應(yīng)逐漸減弱，瓣罩所受z向氣動力主要為瓣罩z向運(yùn)動的氣動阻力。對比3種分離火箭安放位置的分離過程，瓣罩z向受氣動力的變化趨勢是相似的，但是峰值大小存在差異，這個跟瓣罩與彈體間縫隙的變大速率和分離火箭安放位置（會導(dǎo)致瓣罩內(nèi)部高壓區(qū)域的分布差異）均有關(guān)。對于瓣罩分離過程中受到的y向氣動力矩，從圖6 （b）中可以看出，在分離火箭點(diǎn)火后的極短時間內(nèi)噴流在密閉空間無法快速排出導(dǎo)致瓣罩內(nèi)部下段氣壓攀升，如圖7所示，致使頭罩受到一個非常大的內(nèi)翻力矩，隨著頭罩打開外翻力矩迅速減小，之后隨著瓣罩的打開，分離火箭噴流得以從縫隙中排出，瓣罩內(nèi)部下段向外脹開的力急劇減小。

4.2" 瓣罩運(yùn)動特性分析

圖8（a）和圖8（b）分別給出了不同分離火箭位置下頭罩分離左右瓣罩質(zhì)心z向位移時歷變化以及y向姿態(tài)角的時歷變化。

由圖8（a）可以看出，在分離火箭的推動下左右瓣罩在z向加速遠(yuǎn)離彈體，對比火箭在位置一、位置二、位置三分離情況可以發(fā)現(xiàn)，在相同時刻下位置三朝z向運(yùn)動最遠(yuǎn)，這同樣也是瓣罩分離過程內(nèi)翻姿態(tài)程度不同導(dǎo)致的，位置三分離瓣罩內(nèi)翻程度最小，分離火箭在z向推力分量較大相對于其他2個位置。

由圖8（b）可以看出，位置二、位置三分離方案分離火箭產(chǎn)生的外翻力矩不足以對抗分離初期因火箭噴流在瓣罩下段形成高壓區(qū)產(chǎn)生的巨大內(nèi)翻力矩，因此0 ～0.2 s內(nèi)左右瓣罩均是內(nèi)翻的，但是最后趨勢是趨向于外翻的，且分離火箭發(fā)動機(jī)上移越多瓣罩外翻趨勢越大。位置一分離方案分離火箭推力線穿過瓣罩質(zhì)心，瓣罩在分離過程中是基本上保持一個恒定的內(nèi)翻角速率，說明分離過程中瓣罩所受y向氣動力矩是很小的。從圖9中可以看出助推火箭在位置三時，相對于位置一、位置二左右瓣罩能以較好的外翻姿態(tài)實(shí)現(xiàn)分離。

5" 結(jié)束語

本文針對低動壓下飛行器頭罩分離存在的難分離以及復(fù)雜流動干擾問題，設(shè)計了使用助推火箭進(jìn)行頭罩分離的方案，并采用基于動態(tài)嵌套網(wǎng)格的N-S方程和剛體六自由度方程耦合求解數(shù)值仿真方法對頭罩分離模型開展了3種分離火箭安放位置的頭罩分離模擬研究。

研究結(jié)論如下：

1）在頭罩分離初期，左右瓣罩內(nèi)部流動非常復(fù)雜，兩邊分離火箭高速噴流交匯后合流大部分往下流動少部分往上流動，上下氣流流動在密閉空間受到阻礙，而在噴流周邊由于虹吸作用形成低壓區(qū)，最終頭罩內(nèi)部壓力形成三級分布，即下段高壓區(qū)、上段次高壓區(qū)、中段低壓區(qū)，使得左右瓣罩受到巨大的內(nèi)翻力矩；隨著左右瓣罩打開，向下流動的高速氣流受阻減弱，頭罩內(nèi)部下段高壓區(qū)氣壓迅速降低，內(nèi)翻力矩迅速減小。

2）通過調(diào)整分離火箭縱向位置可以有效減輕分離初期左右瓣罩的內(nèi)翻程度，并最終實(shí)現(xiàn)瓣罩以外翻姿態(tài)與彈體的成功分離。

本文研究工作及結(jié)論可為飛行器多體分離方案設(shè)計和多體分離特性研究提供指導(dǎo)。

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