鴨式布局制導火箭彈氣動特性數(shù)值計算

陳永超,高欣寶,高 敏,張 磊

(解放軍軍械工程學院,石家莊 050003)

鴨式布局制導火箭彈氣動特性數(shù)值計算

陳永超,高欣寶,高 敏,張 磊

(解放軍軍械工程學院,石家莊 050003)

為分析氣動外形對鴨式布局制導火箭彈氣動特性的影響,設計了兩種具有不同尾翼的制導火箭彈模型,以三維Navier-Stokes方程為控制方程,采用結構網(wǎng)格、k-ε模型對制導火箭彈的繞流場進行了數(shù)值模擬,得到了兩種結構方案下制導火箭彈的氣動特性參數(shù)。研究結果表明,相較于6片尾翼設計方案,采用4片尾翼設計方案的制導火箭彈具有更大的升阻比,且靜穩(wěn)定性更好。

制導火箭彈;鴨式布局;氣動特性;數(shù)值模擬

0 引言

海灣戰(zhàn)爭以來的局部戰(zhàn)爭表明,精確打擊彈藥在作戰(zhàn)使用中占有的比例越來越高[1]。遠程火箭彈具有射程遠、威力大的優(yōu)點,是我陸軍裝備的主要彈藥之一。如何使其具有持續(xù)的彈道修正能力,從而實現(xiàn)精確打擊是遠程火箭彈的主要研究方向。其中主要的措施就是在彈體前部加裝鴨舵,利用鴨舵偏轉產(chǎn)生的控制力實現(xiàn)彈道修正,此外還需對尾翼進行設計,以便提高彈體的穩(wěn)定性[2-3]。加裝鴨舵和重新設計尾翼會改變全彈的阻力、升力、俯仰力矩及壓心位置等氣動特性,而這些氣動特性會對制導火箭彈的射程及操控性產(chǎn)生影響,因此在結構設計之初須全面考慮,選出最合適的方案。

風洞試驗是鴨式布局制導火箭彈氣動特性分析的主要措施,但由于風洞試驗成本高、實施難度大,故對所設計的每一種結構方案都進行風洞測試是不現(xiàn)實的。此外,計算流體力學(CFD)近幾年發(fā)展迅速,已被廣泛的用于計算各種制導彈藥的氣動特性,如炮射導彈氣動特性的計算,二維彈道修正彈氣動特性的計算等[4-5]。因此文中利用CFD方法,對鴨式布局制導火箭彈的擾流場進行數(shù)值模擬,從而獲取鴨式布局制導火箭彈的氣動特性隨馬赫數(shù)及攻角的變化規(guī)律,重點分析尾翼對鴨式布局制導火箭彈氣動特性的影響,為鴨式布局制導火箭彈的結構設計提供依據(jù)。

1 計算方法及算法驗證

1.1 數(shù)值計算方法

采用有限體積法對三維可壓縮雷諾平均N-S方程進行離散,應用Gauss-Green公式,可以得到積分形式的守恒型N-S方程[6]:

式中:

式中：ρ、V、E、p分別為密度、速度、單位質量總能和流體壓力,τ為粘性應力張量。

湍流模型采用Realizable二方程k-ε模型,其最早由Launder和Spalding提出,具有較好的穩(wěn)定性、經(jīng)濟性和比較高的計算精度,在湍流模型中應用最為廣泛[7-8]。采用二階迎風差分格式作為計算通量的方法,該方法保留了Taylor級數(shù)的第一項和第二項,可認為本地邊界點的值等于上游網(wǎng)格控制點的值與一個增量的和。

1.2 計算區(qū)域和網(wǎng)格劃分

將火箭彈外部流場作為計算域,為了準確的模擬火箭彈的飛行狀態(tài),同時縮短計算時間,所選取計算域應滿足外邊界處的空氣不受火箭彈飛行的影響,且不宜取過大。在對某型122 mm鴨式布局制導火箭彈進行多次計算的過程中發(fā)現(xiàn),計算域取直徑50D(D為彈徑),計算域入口距彈頂30D,計算域出口距彈底60D即可滿足邊界“無限遠”要求。

所使用Realizablek-ε湍流模型對網(wǎng)格的質量要求較高,故采用全結構化網(wǎng)格,其對曲面的擬合采用參數(shù)化的方法得到,區(qū)域光滑,與彈體表面更貼近。此外,結構化網(wǎng)格存儲簡單,計算效率高,收斂性好。所劃分計算域及縱向對稱面內網(wǎng)格如圖1所示。所生成彈體表面網(wǎng)格如圖2所示。

由于計算域的邊界不受火箭彈飛行的影響,故可設為壓力遠場邊界條件。根據(jù)所研究火箭彈的實際飛行情況,計算條件分別選取了亞音速(Ma=0.8)和超音速(Ma=1.2)兩個典型速度,攻角取0°～14°,暫不考慮舵偏角對氣動特性的影響,故舵偏角取0°。彈體表面設置為粘性無滑移絕熱固壁邊界。

圖1 計算域劃分及對稱面網(wǎng)格示意圖

圖2 鴨式布局制導火箭彈表面網(wǎng)格示意圖

1.3 算法驗證

為驗證算法的有效性,對某型122 mm鴨式布局制導火箭彈進行了不同馬赫數(shù)、不同攻角條件下的氣動特性數(shù)值模擬。其中,將阻力系數(shù)、升力系數(shù)等部分數(shù)值模擬結果與實彈打靶數(shù)據(jù)進行了對比分析。圖3給出了速度為1.2Ma時,不同攻角下阻力系數(shù)計算值與實驗數(shù)據(jù)的比較。圖4給出了速度為1.2Ma時,不同攻角下升力系數(shù)計算值與實驗數(shù)據(jù)的比較。

圖3 阻力系數(shù)計算值與實驗值的比較

圖4 升力系數(shù)計算值與實驗值的比較

由圖3、圖4可見,數(shù)值計算結果和實驗數(shù)據(jù)有很好的吻合度。因此,該計算方法可以作為具有相似結構布局的制導火箭彈氣動特性數(shù)值研究的基礎。

2 鴨式布局制導火箭彈結構方案設計

圖5為所設計的兩種鴨式布局制導火箭彈的結構示意圖,其由某型遠程火箭彈發(fā)展而來,主要特點為:鴨式氣動布局,4片鴨舵,可折疊直尾翼。兩種結構方案的主要區(qū)別為:方案一采用4片尾翼,方案二采用6片尾翼。

圖5 鴨式布局制導火箭彈結構示意圖

3 計算結果與分析

通過數(shù)值模擬得到了4片尾翼和6片尾翼兩種結構方案下制導火箭彈的擾流場及氣動特性。文中僅給出阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)及壓心系數(shù)的數(shù)值計算結果。

3.1 阻力系數(shù)

圖6所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時,兩種結構方案下阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯龇桨?和方案2的阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢基本一致。在亞音速時,方案2的阻力系數(shù)比方案1的阻力系數(shù)增加了約10%;在超音速時,方案2的阻力系數(shù)比方案1的阻力系數(shù)增加了約2%。

3.2 升力系數(shù)

圖7所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時,兩種結構方案下升力系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯龇桨?和方案2的升力系數(shù)均隨攻角的增加而增加,且增加的幅度逐漸增大。在攻角為14°時,亞音速情況下方案1的升力系數(shù)比方案2增加了約6%,超音速情況下方案1的升力系數(shù)比方案2增加了約15%。

3.3 俯仰力矩系數(shù)

圖8所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時,兩種結構方案下俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線。可以看出俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律與升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律類似,均隨攻角的增大而增大,且增幅呈增大趨勢。在攻角為14°時,亞音速情況下方案1的俯仰力矩系數(shù)比方案2增加了約25%,超音速情況下方案1的俯仰力矩系數(shù)比方案2增加了約42%。

圖6 兩種結構方案下阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖7 兩種結構方案下升力系數(shù)隨攻角的變化曲線

3.4 壓心系數(shù)

圖9所示為馬赫數(shù)分別為0.8和1.2時,兩種結構方案下壓心系數(shù)隨攻角的變化曲線?？梢钥闯鲭S著攻角的增大,壓心向后移動。在亞音速時,方案1的壓心系數(shù)比方案2增加了約5%,在超音速時,方案1的壓心系數(shù)比方案2增加了約8%。

圖8 兩種結構方案下俯仰力距系數(shù)隨攻角的變化曲線

圖9 兩種結構方案下壓心系數(shù)隨攻角的變化曲線

4 結論

利用經(jīng)過算例驗證的數(shù)值計算方法對所設計的鴨式布局制導火箭彈的繞流場進行了模擬,獲得了4片尾翼和6片尾翼兩種結構方案火箭彈的氣動特性。研究結果表明,隨著攻角的增大,阻力系數(shù)、升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)均呈增大趨勢,且隨馬赫數(shù)的增大這種現(xiàn)象更為明顯;隨著攻角的增大,壓力中心后移,靜穩(wěn)定度增大;相較而言,4片尾翼的結構方案具有更大的升阻比,靜穩(wěn)定度更大,可作為首選方案,但還需要結合制導控制策略進行進一步的優(yōu)化設計。

[1] 任武能, 史淑娟, 余達太. 從歷次局部戰(zhàn)爭看美軍精確制導彈藥的發(fā)展 [J]. 導彈與航天運載技術, 2006(5): 58-61.

[2] 藏曉京, 朱愛平. 國外制導火箭彈發(fā)展概況 [J]. 飛航導彈, 2011(1): 13-17.

[3] 張民權, 劉東方, 王冬梅, 等. 彈道修正彈發(fā)展綜述 [J]. 兵工學報, 2010, 31(2): 127-130.

[4] 郭慶陽, 姜毅, 郭利強, 等. 炮射導彈氣動特性數(shù)值計算 [J]. 北京理工大學學報, 2011, 31(7): 772-775.

[5] 張嘉易, 王廣, 郝永平. 二維彈道修正彈鴨舵修正機構氣動特性研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2013, 33(2): 88-92.

[6] 陸志良. 空氣動力學 [M]. 北京: 北京航空航天大學出版社, 2009: 263-364.

[7] KUNZ R F, BOGER D A, STINEBRING D R, et al. A preconditioned navier-stokes method for two-phase flows with application to cavitation prediction: AIAA 99-3329[R]. 2000.

[8] LEROUX J B, COUTIER-DELGOSHA O, ASTO-LFI J A. A joint experimental and numerical study of mechanisms associated to instability of partial cavitation on two-dimensional hydrofoil [J]. Physics of Fluids, 2005, 17(5): 52-101.

Numerical Calculation of Aerodynamic Characteristic of Canard Configuration Guided Rocket

CHEN Yongchao,GAO Xinbao,GAO Min,ZHANG Lei

(Ordnance Engineering College of PLA, Shijiazhuang 050003, China)

Two kinds of guided rocket model with different fins were designed to analyse the effect of aerodynamic configuration on aerodynamic characteristic of canard configuration guided rocket. Using 3D Navier-Stokes equation as governing equation, using structured grid, k-ε model was used to simulate the flow field of guided rocket, and the aerodynamic characteristic parameters of two diferent structures were obtained. The results proved that the configuration with four fins had lager lift-drag ratio and better static stability compared with the configuration with six fins.

guided rocket; canard configuration; aerodynamic characteristics; numerical simulation

2016-03-11

裝備預研基金資助

陳永超(1989-),男,河南平頂山人,博士研究生,研究方向:彈藥系統(tǒng)設計與試驗評估。

V211

A