助飞鱼雷雷箭分离多体气动干扰特性研究

白治宁， 蔡卫军， 周景军， 王明洲

(中国船舶重工集团公司 第705研究所， 陕西 西安 710077 )

助飞鱼雷雷箭分离多体气动干扰特性研究

白治宁， 蔡卫军， 周景军， 王明洲

(中国船舶重工集团公司 第705研究所， 陕西 西安 710077 )

雷箭分离技术是火箭助飞鱼雷的关键技术之一。雷箭分离过程中多体气动干扰问题的研究是雷箭分离技术攻关的基础。通过计算流体力学方法，结合风洞试验对雷箭分离过程中的多体气动干扰问题进行分析。研究结果表明：分离壳体张开时，高速气流涌入，在前体、后体间发生阻滞而形成高压区，有助于前体、后体快速分离；高压区效应随着分离壳体张开角的增大而增强，随着前体、后体相对距离的增加而减弱，因此雷箭分离方案设计时，需选取恰当的前体、后体初始距离，以提高分离安全性；分离壳体对气流有汇聚和挤压作用，并且对侧向来流有屏蔽作用，因此分离方案设计时需充分考虑分离壳体对前体的气动干扰作用；侧滑角可导致左右分离壳体张开的不同步性，分离壳体张开角为20°时，1°侧滑角即可导致二者偏航力矩产生11%的差异。

兵器科学与技术； 助飞鱼雷； 雷箭分离； 气动干扰； 计算流体力学方法

0 引言

多体气动干扰问题广泛存在于航空、航天、武器系统和民用建筑等领域[1]。由于多体间的气动干扰，各体的气动特性与其处于孤立状态时大不相同。国内外学者针对多体气动干扰问题如多柱体绕流[2-3]、子母弹分离[4-5]、导弹级间气动干扰[6-7]、飞机外挂物投放[8]和高层建筑在风作用下的气动干扰[9]等开展了大量的试验与数值模拟研究。多体气动干扰特性与来流条件、多体气动外形和布局、相对位置和姿态的变化等密切相关。因此，不同的问题所呈现的多体气动干扰特性千变万化，研究的侧重点不尽相同。

美国的“阿斯洛克”、韩国的“红鲨”等助飞鱼雷主要由火箭运载体、战斗载荷(鱼雷)和两片分离壳体组成[10]，如图1所示。雷箭分离前，两片分离壳体将战斗载荷箍紧于运载体上。运载体携带战斗载荷在空中飞行至目标点附近后进行雷箭分离，分离壳体箍带解锁后在气动力作用下绕铰链迅速张开，投放战斗载荷，分离壳体张开至某一角度后从运载体上解脱自由飞行，战斗载荷与后体拉开一定距离后开伞减速入水。

图1 雷箭分离示意图Fig.1 Schematic diagram of torpedo-rocket separation

雷箭分离过程中，战斗载荷的姿态变化与分离壳体张开动作不协调会导致碰撞的发生；战斗载荷与运载体残骸拉开距离不够会导致前后体“追尾”或者开伞时伞衣与运载体的干涉；同时，雷箭分离后战斗载荷的姿态关系着雷伞弹道和入水参数。因此，雷箭分离问题的研究需综合考虑多方面因素，设计合适的雷箭初始距离、合理的分离条件(速度、侧滑角等)和开伞时机等确保雷箭安全分离和战斗载荷正常入水。

由于雷箭分离在低空稠密大气层内进行，在跨音速分离条件下，气动力对整个分离过程起主导作用。随着分离壳体的迅速张开，战斗载荷、运载体和分离壳体的相对位置和姿态迅速变化，其气动干扰特性随之急剧变化。多体气动干扰特性研究有助于揭示雷箭分离过程中多体气动干扰机理，是研究雷箭分离问题的首要前提。目前，国内外尚未见关于雷箭分离过程中多体气动干扰特性研究成果的公开报道。

本文采用计算流体力学方法结合风洞试验结果对雷箭分离过程中战斗载荷、运载体和分离壳体间的气动干扰特性进行研究，获得了雷箭分离过程中分离壳体张开角、雷箭相对距离和侧滑角等参数对各分离体气动干扰特性的影响规律，揭示了雷箭分离过程中多体间气动干扰机理，对火箭助飞鱼雷雷箭分离方案设计与分析提供参考。

1 研究方法

1.1 研究对象

研究对象由前体(战斗载荷)、后体(运载体)和左右分离壳体组成，如图1所示。

1.2 数值方法

数值方法采用有限体积法，基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程，控制方程如下：

(1)

式中：Q为守恒量；E、F、G为无黏性通量；Ev、Fv、Gv为黏性通量；ε、η、ζ为空间3个坐标分量。黏性项采用中心差分格式离散，无黏项采用Roe 3阶迎风通量差分裂方法离散。

湍流模型取k-ε湍流模型。远场边界条件取为速度入口和压力出口，物面边界条件取为无滑移条件。采用非结构网格对整个计算区域进行离散，网格总数1 300多万。为捕捉分离体间流场干扰细节，对各分离体周围及相互之间的网格进行加密处理，并在各分离体壁面附近划分边界层网格，如图2所示。

图2 网格示意图Fig.2 Mesh of fluid domain

1.3 研究方法

雷箭分离速度的选取既要满足分离壳体快速张开和前体、后体快速拉开对气动力的需求，同时要满足战斗载荷对入水速度的要求。本文选取马赫数Ma=0.7的分离速度，研究雷箭分离过程中前体、后体相对距离、分离壳体张开角和侧滑角等对多体气动干扰特性的影响规律。

各分离体气动力的参考坐标系如图3所示：d为雷箭相对距离，取为前体后端面至后体前端面水平距离；D为后体直径；β为滑角；γ为分离壳体张开角；v为分离速度。前体、后体坐标系原点都取在各自质心处，分离壳体坐标系原点取在铰链点处。各分离体x轴均取为前体、后体轴线方向，向前为正；y轴垂直向上为正；z轴水平向右为正。

图3 参考坐标系示意图Fig.3 Reference coordinate systems

各分离体的气动力(矩)Fx、Fy、Fz、Mx、My和Mz由参考面积Sref和参考长度Lref作无量纲化处理得到的气动力系数Cx、Cy、Cz、CMx、CMy和CMz来表征，表面压力p由压力系数cp来表征。具体无量纲方法如下：

Cx,y,z=Fx,y,z/0.5ρv2Sref，

(2)

CMx,y,z=Mx,y,z/0.5ρv2SrefLref，

(3)

cp=p/0.5ρv2，

(4)

式中：ρ为空气密度；v为分离速度。

2 试验验证

雷箭分离风洞试验在FL-24高速风洞中实施。风洞为一座试验段横截面为1.2 m×1.2 m的暂冲式半回流跨超声速风洞，Ma数范围为0.4～3.0. 它具有二元全柔壁喷管和可相互更换的亚跨声速、超声速两个试验段。亚跨声速试验段长度为3.6 m，两侧壁为带光学玻璃观察窗的直孔壁，开闭比为21.4%，上下壁为60°斜孔壁，开闭比为4.3%.

试验模型为1∶5缩尺比模型，包括前体、后体及两片分离壳体，试验模型示意图如图1所示。试验中对不同Ma、侧滑角β、雷箭相对距离d/D、分离壳体张开角γ组合状态下前体、分离壳体以及组合体(左右分离壳体+后体)的气动力进行了测量。前体气动力采用φ24 mm的内式六分量应变天平来测量，分离壳体气动力采用φ34 mm的内式三分量应变天平来测量，组合体气动力采用一根φ50 mm的外式三分量应变天平来测量。试验结果处理中扣除了天平和支杆，并修正了模型自重的影响。本文选取Ma=0.7时典型状态下的试验结果与数值模拟结果进行对比分析。

图4 前体阻力系数对比Fig.4 Comparison of Cxf

图4和图5分别给出了前体、后体相对距离d/D=1.5、分离壳体张开角γ=30°、侧滑角β为0°～10°前体阻力系数和组合体(后体+左右分离壳体)阻力系数的对比图，图6为d/D=0.2、侧滑角β=0°、分离壳体张开角γ分别为5°、10°、30°和60°的左分离壳体CMycL对比图。数值计算结果与试验结果相对误差均在7%以内。这表明，在亚音速分离条件下，通过本文所建立的数值方法来研究雷箭分离过程中不同状态下各分离体气动干扰特性是可行的。

图5 组合体阻力系数对比Fig.5 Comparison of Cxa+Cxl+Cxr

图6 左分离壳体CMycL对比Fig.6 Comparison of CMycL for left separating body

3 分离体间气动干扰特性分析

通过数值模拟研究前体、后体相对距离d/D、分离壳体张开角γ和侧滑角β等变化时各分离体的气动力和流场的变化规律，揭示雷箭分离过程中多体气动干扰机制。

3.1 前体、后体纵向气动力干扰因素

3.1.1 分离壳体对前体、后体纵向气动力的影响

在前体、后体初始距离d/D=0.2条件下，从分离壳体初始张开一直到解脱的过程中，前体和后体阻力系数的变化如图7和图8所示。其中，γ=0°为分离壳体张开前(箍带解锁前)的状态；γ=10°、γ=20°、γ=30°和γ=45°分别对应于不同的分离壳体张开角，前体、后体和分离壳体共存的状态；前体+后体为无分离壳体(即分离壳体从后体上解脱后，只有前体和后体)的状态；单独前体为单独前体状态，单独后体为单独后体状态，以下同定义。

图7 前体阻力系数Fig.7 Cxf of forebody

图8 后体阻力系数Fig.8 Cxa of afterbody

由图7可知：在分离壳体张开过程中，前体始终受到向前的气动作用力，且随着γ的增加而增大；一直到分离壳体解脱后，前体的纵向气动力才变为向后作用。

由图8可知：对后体而言，无论有无分离壳体存在，后体始终受到向后作用的气动阻力；与单独状态相比，有分离壳体存在时，后体气动阻力的增幅最大可达25%之多。

由此可见，分离壳体的存在对前体和后体的纵向气动力影响显著。图9和图10为分离壳体γ=45°时的流场压力云图与速度矢量图。由图9、图10可知，分离壳体张开时，高速气流涌入左右分离壳体和前体之间的流道，在后体前端面处遇到阻滞产生回流，在前后端面之间形成高压区。图11给出了分离壳体张开角γ=45°时前体、后体交界面处端面压力图，并与单独状态作对比。较之于单独状态，有分离壳体存在时，前体后端面和后体前端面的最大压力增大且高压区域明显增加。

图9 前体、后体间压力云图Fig.9 Pressure between forebody and afterbody

图10 前体、后体间速度矢量图Fig.10 Velocity vector between forebody and afterbody

图11 前体、后体端面压力对比图Fig.11 Comparison of the end surface pressures

为了进一步分析分离壳体对前体、后体纵向气动力的影响，取前体后端面中心点P1和后体前端面中心点P2，图12给出P1和P2处压力系数cp随分离舱张开角γ的变化曲线，并与单独前体和单独后体状态作对比。由图12可以看出，有分离壳体时，P1和P2处的cp均大于单独前体P1的值而小于单独后体P2处的值。随着分离壳体张开角的增加，P1和P2的压力都在增大。从γ=0°到γ=45°，cp的增幅有10倍之多。

图12 前体和后体端面中心处cp随γ变化曲线Fig.12 cp versus γ at the central point of end surface

与图6相对应，图13给出了d/D=0.2时分离过程中前体后端面和头部纵向气动力系数的对比。由图13可知，在分离舱张开过程中，前体后端面上气动力随着张开角的增加而增大，且始终大于头部气动力。在Ma=0.7条件下，摩擦阻力对总的纵向气动力贡献很小，压差阻力占主导地位。因此，在分离舱张开过程中前体始终受到向前的气动推力。

图13 前体后端面和头部气动力对比Fig.13 Cxf of end surface and forehead of forebody

以上分析表明，由于分离壳体对高速气流的汇聚，高速气流涌入分离壳体并在前体、后体交界处发生阻滞而形成高压区，而且随着分离壳体张开角的增加高压效应越显著。这导致在分离壳体张开过程中，前体受到向前的气动推动力，而后体受到向后的气动阻力，有利于前体、后体的纵向距离快速拉开。

3.1.2 前体、后体相对距离对其纵向气动力的影响

图14和图15以γ=20°、γ=45°以及无分离壳体状态为例给出了前体和后体阻力系数随二者相对距离d/D变化的曲线，并与它们各自的单独状态作对比。随着d/D的增大，前体和后体阻力基本都呈增大趋势。

图14 前体阻力系数随d/D的变化Fig.14 Cxf versus d/D

图15 后体阻力系数随d/D的变化Fig.15 Cxa versus d/D

与3.1.1节类似，取前体后端面中心点P1和后体前端面中心点P2，图16给出P1和P2处cp变化曲线。随着d/D的增大，P1处cp不断减小，趋近于单独前体的后端面的值；P2处cp基本呈增大趋势，趋近于单独后体前端面的值。

图16 前体、后体端面中心点处cp随d/D变化的曲线Fig.16 cp versus d/D at the central point of end surface

这表明，当前体、后体间距较小时，由于前体、后体间高压区的存在，对前体形成较大向前的压差力，对后体产生向后的压差力。随着前体、后体间距的增大，前体、后体间形成的高压区逐步减弱。雷箭分离方案设计时，需要在气动干扰分析的基础上，结合分离过程弹道分析，选取恰当的前体、后体初始距离，使得雷箭尽快分离。

3.2 前体、后体侧向气动力干扰因素

取前体xz对称面与其表面的交线，图17给出γ=20°、γ=45°和单独状态时该线上cp沿纵向的分布情况。与单独前体状态相比，前体被分离壳体包裹部分的表面压力明显增大，这表明分离壳体的存在对气流有汇聚和挤压的作用。研究雷箭分离过程中战斗载荷特性时，必须充分考虑分离壳体对其气动干扰作用，设计合理的分离壳体长度及其与战斗载荷的间隙。

图17 前体表面压力随x/D变化曲线Fig.17 cp versus x/D for forebody

图18和图19分别给出了前体和后体侧向气动力随β的变化曲线。有分离壳体时，由于分离壳体的屏蔽作用，前体的侧向力明显变小，但后体的侧向力会增大。无分离壳体时，对比d/D=1.3和d/D=7.8两条线可知前体、后体间对彼此的侧向力干扰作用并不明显。

图18 前体Czf随β变化的曲线Fig.18 Czf versus β for forebody

图19 后体Cza随β变化的曲线Fig.19 Cza versus β for afterbody

3.3 分离壳体张开过程中气动特性

图20所示为不同β下左分离壳体阻力系数随γ变化的曲线。随分离壳体γ的增加，其气动阻力迅速增大，在雷箭分离过程中有利于前体、后体纵向的快速拉开。

图20 左分离壳体阻力随γ变化曲线Fig.20 CxcL versus γ for left separating shells

为了研究分离壳体张开过程中内外表面压力分布的变化，取左分离壳体的xz对称面与其表面的交线。图21给出了β=0°不同张开角时和单独分离壳体β=45°时该线上的压力分布情况。分离壳体张开角γ越大，内表面压力越大，外表面压力越小。对比γ=45°和单独分离壳体可知：前体和后体对分离壳体外表面的压力分布并无太大影响；在内表面，越靠近分离壳体转动铰链(x/D=0)处，由于流道越窄且气流阻滞的原因，γ=45°的压力越高于单独分离壳体对应位置的值。

图21 左分离壳体表面压力分布Fig.21 Surface pressure distribution for left separating shell

图22给出了左右分离壳体MycL、MycR随β变化的曲线图，为便于比较，将右分离壳体MycR取反处理。在β为0°～5°范围内，MycL、MycR随β几乎呈线性变化。随着β的增加，左右分离壳体MycL、MycR差异迅速增大。分离壳体张开角为20°时，1°侧滑角即可导致二者偏航力矩产生11%的差异。左右分离壳体在偏航力矩上的差异会导致二者张开角不同步，进而引起前体由于流场不对称性而发生姿态偏转，甚至与分离壳体干涉。因此，雷箭分离前要调整飞行弹道、减小侧滑角，以降低左右分离壳体张开的不同步性。

图22 左右分离壳体CMycL、CMycR随β变化曲线Fig.22 CMycL,CMycR versus β for separating shells

4 结论

雷箭分离过程中前体、后体和分离壳体之间气动干扰严重，其气动特性与单独状态时截然不同。气动干扰特性与分离体间相对姿态和相对位置密切相关。主要结论如下：

1)分离壳体张开过程中，高速气流涌入左右分离壳体和前体之间的流道，在前体、后体之间发生阻滞和回流，形成高压区，导致前体受到向前的气动作用力，后体受到向后的气动作用力且大于其处于单独状态时的值，有利于雷箭分离。高压区的作用随着分离壳体张开角的增加而增强，随着前体、后体相对距离的增加而减弱。雷箭分离方案设计时，需要选取恰当的前体、后体初始距离，提高分离安全性。

2)分离壳体对气流有汇聚和挤压作用，并且对侧向来流有屏蔽作用。分析雷箭分离过程中战斗载荷特性时，必须充分考虑分离壳体的气动干扰作用，优化分离壳体主尺度及外形。

3)随着分离壳体张开角的增加，其气动阻力迅速增大，有利于前体、后体纵向距离的快速拉开；雷箭分离前要调整飞行弹道、减小侧滑角，以降低左右分离壳体张开的不同步性。

References)

[1] 王巍. 有相对运动的多体分离过程非定常数值算法研究及实验验证[D]. 长沙：国防科学技术大学，2008.

WANG Wei. Numerical simulation technique research and experi-ment verification for un-steady multi-body flowfield involving relative movement[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2008.(in Chinese)

[2] Alam M,Zhou Y,Wang X W. The wake of two side-by-side square cylinders[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2011, 669(1):432-471.

[3] Zdravkovich M M. Review of flow interfer-ence between two circular cylinders in various arrangements[J]. Journal of Fluids Engineering, 1977, 99(4):618-633．

[4] 王金龙，王浩，陶如意，等. 子母弹不同舱段分离流场特性及运动特性研究[J]. 空气动力学学报，2016，34(4)：490-496.

WANG Jin-long, WANG Hao, TAO Ru-yi, et al. The movement characteristics analysis of interference flow field on the separation of multi-bay cluster munition[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2016, 34(4): 490-496. (in Chinese)

[5] 刘述，杨杰，李灵，等. 制导航空子母炸弹高速抛撒分离数值仿真[J]. 指挥控制与仿真，2016，38(4)：107-112.

LIU Shu, YANG Jie, LI Ling, et al. The movement characteristics analysis of interference flow field on the separation of multi-bay cluster munition[J]. Command Control and Simulation, 2016, 38(4):107-112.(in Chinese)

[6] 王建，桑为民，党明利，等. 导弹级间分离气动特性研究[J]. 弹箭与制导学报，2012，32(5)： 137-140.

WANG Jian，SANG Wei-min， DANG Ming-li， et al. Investigation on missile aerodynamic characteristic during stage separation[J]. Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance, 2012, 32(5): 137-140.(in Chinese)

[7] Anandhanarayanan K, Arora K, Shah V, et al. Separation dynamics of air-to-air missile using a grid-free Euler solver[J]. Journal of Aircraft, 2013, 50(3):725-731．

[8] Özgur Demir H，Alemdaroglu N. Trajectory calculation of a store released from a fighter aircraft[C]∥43rd AIAA Aerospace Sci-ences Meeting and Exhibit. Reno, NV, US:AIAA, 2005.

[9] 全涌，涂楠坤，顾明，等. 复杂截面高层建筑角对角布置的气动干扰机理研究[J]. 实验流体力学，2013，27(5)：16-23.

QUAN Yong, TU Nan-kun, GU Ming, et al. Mechanism research for aerodynamic inter-ference effect on high-rise buildings with complex section[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2013，27(5)：16-23.(in Chinese)

[10] 关世义, 冯郅仲. 国外飞航式反潜导弹浅析[J]．飞航导弹，2004(10): 2-9.

GUAN Shi-yi, FENG Zhi-zhong. Analysis on cruise missile in foreign countries[J]. Cruise Missile, 2004(10): 2-9.(in Chinese)

ResearchonMulti-bodyAerodynamicInterferenceDuringTorpedo-rocketSeparation

BAI Zhi-ning, CAI Wei-jun, ZHOU Jing-jun, WANG Ming-zhou

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

The torpedo-rocket separation technology is one of the key technologies for the rocket-assisted torpedo. Research on multi-body aerodynamic interference is fundamental for analysis of torpedo-rocket separation. The multi-body aerodynamic interference is analyzed based on CFD method and wind tunnel tests. The research results show that the high pressure region appears between the forebody and afterbody of torpedo due to the inrush and retardation of airflow once the separating shells stretch, which is beneficial for torpedo-rocket separation. The effect of high pressure region is enhanced with the increase in the open angles of shells, and is weakened with the increase in the space between forebody and afterbody. Thus it’s important to optimize the space to improve the safety of torpedo-rocket separation. The separating shells have the effects of converging, extruding and shielding on airflow, which should be taken into consideration in the design of separation scheme seriously. The sideslip angle may cause the stretching asynchronism of the separating shells . For the open angle of 20°, the sideslip angle of 1° results in 11% of difference between the yaw moments of two separating bodies.

ordnance science and technology; rocket-assisted torpedo; torpedo-rocket separation; aerodynamic interference； CFD method

TJ630.1

A

1000-1093(2017)11-2176-08

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.11.013

2017-02-13

海军装备预先研究项目(3020601030101)

白治宁(1988—)， 男， 工程师。 E-mail： bzn1006@126.com