安装角度对内埋式导弹分离特性的影响

冯必鸣,聂万胜,车学科,丰松江

(装备指挥技术学院航天装备系,北京 101416)

0 引 言

高速隐身飞行器具有极高的隐蔽突防能力,成为世界各军事强国的研究重点。如果将此类飞行器作为攻击飞行器,那么武器的装载形式是飞行器研发必须考虑的重点问题。传统的外挂式武器装载会增加飞行器的飞行阻力,影响飞行器作战时的机动能力,并且外挂式武器会增加飞行器的雷达散射截面积,不利于飞行器的隐蔽突防。从F-22、F-35等战斗机的武器装载形式不难发现高速隐身飞行器的武器装载大都采用内埋式,这样的装载形式不但有利于飞行的整体设计,还能保证飞行器具有良好的机动和隐身能力。但是在高速飞行的状态下,这样的发射方式还存在一定的困难,如何实现武器的正常投放是一个值得研究的问题。国外在内埋式武器分离方面已经做了大量研究,而国内相关研究的报道还相对较少,根据现有的研究发现,增加弹射速度能够实现导弹超声速条件下的成功分离[1],但是这样会加大对弹射装置的性能要求,增加弹体承受的过载,给武器载荷内部的敏感元件带来不利的影响。因此,考虑在不改变常用弹射装置的情况下,研究安装角度对导弹分离特性的影响。

考虑到非结构动网格在模拟复杂外形多体分离方面的优越性,本文采用此网格模型模拟三种不同安装角度的导弹从长宽高为6m×2m×1m的开式弹舱中弹射分离的过程,比较分析不同安装状态导弹质心位移和姿态变化情况。

1 数值模拟方法

1.1 流动控制方程及离散格式

控制方程是基于 ALE(Arbitrary Lagrangian-Euler)有限体积描述下的三维可压缩非定常Euler方程[2],其表达式为:

式中的守恒变量Q为:

对流通量矢量F(Q)在x,y,z方向上的分量为:

式中U、V、W 为逆变速度矢量Ψ=Ui+Vj+Wk在x、y、z方向上的分量,分别定义为:

式(7)中 ρ为流体的密度;u、v、w 、e分别表示 x、y、z方向上的速度分量以及单位体积流体的总内能;xt、yt、zt分别为动边界沿x、y、z方向上的网格速度;理想气体比热比γ=1.4。

采用格心格式的有限体积法对控制方程进行空间离散,而在时间推进上采用了Jameson提出的用于非定常计算的双时间推进法[3]。

1.2 边界条件

计算中采用了超声速来流,进口采用远场边界条件,其它外边界和出口都采用外推处理。导弹、弹舱以及机身下表面都采用绝热固壁边界条件,其中导弹为运动边界。

1.3 六自由度运动方程

计算时选择与载机相连的弹舱作为发射惯性坐标系,用来描述导弹质心的相对运动,取与导弹初始质心重合点为坐标原点o,定义ox轴顺来流方向为正,oy轴垂直于ox轴向上为正,oz轴由右手定则决定。用与导弹固连的弹体坐标系来描述导弹绕质心的旋转运动,以导弹质心为坐标原点o1,o1x1轴取指向弹尾方向为正,o1y1轴垂直于o1x1轴并取向上为正,o1z1轴由右手定则决定。建立六自由度运动方程组[4],其中包括质心动力学方程组、绕各轴转动动力学方程组、质心运动学方程组、姿态角角速度方程组等。

1.4 计算流程

由流动控制方程求解流场分布,再对物体表面积分得到导弹所受的力和力矩,采用定步长四阶龙格-库塔方法对六自由度运动方程进行求解,计算出下一时刻导弹的位置及姿态,并应用基于弹簧变形理论和局部重构的非结构动网格方法对计算区域网格进行更新,进入下一时刻流场计算。计算时间步长为0.001s。

2 弹体分离过程仿真

本文关于弹体分离的计算基于以下假设:以弹舱为参考,在不考虑舱内挂架影响以及舱门开启的条件下,计算发射后1s以内导弹质心相对于机身的运动情况以及自身的姿态变化。

2.1 初始计算参数

具体仿真计算条件如表1所示。

表1 仿真计算条件Table1 Calculational condition of emluator

2.2 计算结果及分析

通过计算得到三种初始状态下导弹质心位移、下落速度以及姿态变化情况。图1所示为本文计算结果与文献[6]的比较。从中可以发现随着安装角度的增加,导弹的分离趋势基本一致。

图1 x-y平面内质心位移比较Fig.1 Trajectory of gravity-center in plane x-y

从图1和图2中可以看出,当导弹初始安装角度为0°时,导弹下落一段距离后,y方向上的速度急剧减小,在较短时间内变为正值,弹体开始朝着后上方移动,快速向机体靠拢;当初始安装角度增大为5°时,导弹下落到离机体4.5m的距离后,下落速度在一段时间内几乎保持在0m/s左右,随后速度变为正值,弹体又朝着机体运动。在以上两种情况下,导弹下落一段距离后都会朝着机体方向运动,不但无法实现导弹成功分离,还会给载机造成较大的威胁。但是当初始安装角度增加到10°时,导弹各项运动参数都有了明显的改变,下落速度虽然有较小的起伏但始终维持在负值,并且从质心位移可以发现导弹一直朝着远离机体的方向运动,在不到1s的时间内下落了9m的距离,说明这时导弹已经成功实现了分离,不再对载机安全构成威胁,满足文献[5]提出的导弹点火距离。

图2 导弹下落速度Fig.2 Velocity of missile in y-direction

图3显示的是不同初始安装角度下导弹俯仰角变化情况。我们不难看出,随着安装角度的增加,导弹负俯仰方向上的运动明显减弱。初始安装角为0°时,导弹负俯仰方向上的运动最为剧烈,也正是由于这一原因,导弹以大攻角处于外流场中,受到较大的正法向力作用,使得下落速度减小甚至变为正值,最终导致导弹与弹舱后壁面发生碰撞,发射失败。随着安装角度逐渐地增大,在一定程度上减缓了负俯仰力矩对弹体的作用,使得导弹在外流场中的攻角减小,所受正法向力作用减弱,下落速度不断增加。导弹下落过程中压力分布变化如图4所示。

图3 导弹俯仰角变化Fig.3 Pitchingangle with time

3 结 论

图4 导弹压力分布Fig.4 Pressure contour of missile

通过仿真计算分析,得出结论:在不增加弹射速度的条件下,随着安装角度的增加,导弹的分离特性有所改善,导弹负俯仰方向上的运动减缓,下落速度加快,确保导弹的安全分离。但由于弹舱内部空间狭小,加大安装角度可能会给导弹的安装带来困难,限制导弹的发射条件,这需要今后进一步的研究来加以改善。

[1]冯必鸣,聂万胜,车学科.超声速条件下内埋式武器分离特性的研究[J].飞机设计.2009,29(4):1-5.

[2]HIRT C,AMSDEN A A,COOK J L.An Arbitrary Lagranigian-Eulerian computing method for all flow speeds[J].Com.Phys,1974,14:227-253.

[3]JAM ESON N,SCHMIDT W,TURKEL E.Numerical solution of the Euler equations by finite volume methods using Runge-Kutta time stepping schemes[R].AIAA-81-1259,1981.

[4]张毅,杨辉耀,李俊莉.弹道导弹弹道学[M].长沙:国防科学技术大学出版社,1999.

[5]王勋年,李军,刘晓晖.空气动力对飞机内藏式导弹分离轨迹影响的低速风洞试验研究[J].流体力学实验与测量,1999,13(2):38-43.

[6]VLADIMIR S,NORMAN M,ALEXANDER F.Analytical modeling of transonic store separation from a cavity[C].Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno,Nevada,2003.AIAA 2003-4.