空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)尾流對(duì)后彈體燒蝕的數(shù)值分析

白濤濤 曹軍偉 王虎干 沈欣

摘要： 針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾流對(duì)空空導(dǎo)彈后彈體的燒蝕現(xiàn)象， 采用CFD流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算方法開展了三維流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算， 并與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比， 分析了尾流燒蝕后彈體的原因， 研究了飛行高度及飛行馬赫數(shù)對(duì)尾流燒蝕效應(yīng)的影響， 結(jié)果表明： 高速外流與高溫尾流在后彈體附近產(chǎn)生的流動(dòng)干擾是尾流燒蝕后彈體的主要原因； 飛行馬赫數(shù)一定時(shí)， 尾流對(duì)后彈體的燒蝕隨著飛行高度的增加而嚴(yán)重； 飛行高度一定時(shí)， 尾流對(duì)后彈體的燒蝕隨著飛行馬赫數(shù)的增大而減弱； 數(shù)值模擬與殘骸上的燒蝕形貌一致， 驗(yàn)證了計(jì)算方法的正確性。

關(guān)鍵詞： 空空導(dǎo)彈； 后彈體； 尾噴流； 燒蝕； 數(shù)值模擬

中圖分類號(hào)： TJ760.1； V435+.14文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 1673-5048（2018）04-0052-05

0引言

空空導(dǎo)彈飛行試驗(yàn)后， 后彈體附近出現(xiàn)了比較嚴(yán)重的燒蝕痕跡， 可能導(dǎo)致后彈體附近的電子設(shè)備在高溫下出現(xiàn)故障， 最終導(dǎo)致飛行試驗(yàn)失敗。 國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)在導(dǎo)彈尾流場(chǎng)方面開展了大量研究工作， 主要集中在尾噴流對(duì)導(dǎo)彈底部阻力的影響[1]、 尾噴流對(duì)載機(jī)進(jìn)氣道、 機(jī)體及發(fā)射裝置的影響[2-4]、 不同尾翼受發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流的作用[5]、 尾噴流對(duì)導(dǎo)彈底部的熱影響[6]、 飛行器后體/尾噴流干擾流動(dòng)研究[7-10]及導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)尾流的工程計(jì)算等方面， 但是針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對(duì)導(dǎo)彈后彈體的燒蝕研究則鮮見報(bào)道。 因此， 有必要針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對(duì)導(dǎo)彈后彈體的燒蝕情況開展研究。

簡(jiǎn)單的地面點(diǎn)火試驗(yàn)并不能再現(xiàn)導(dǎo)彈在空中的真實(shí)飛行狀態(tài)， 因此也就無法模擬真實(shí)飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對(duì)導(dǎo)彈后彈體的燒蝕情況。 本文針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對(duì)導(dǎo)彈后彈體的燒蝕問題， 采用CFD流場(chǎng)計(jì)算方法開展了三維流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算， 并與飛行試驗(yàn)殘骸進(jìn)行對(duì)比， 分析了尾噴流燒蝕后彈體的原因， 研究了飛行高度及飛行馬赫數(shù)對(duì)后彈體燒蝕效應(yīng)的影響。

1仿真計(jì)算

1.1物理模型及網(wǎng)格

1.1.1物理模型

本文研究的物理模型是空空導(dǎo)彈后彈體， 模型由彈體、 舵片及發(fā)動(dòng)機(jī)組成， 具體物理模型如圖1所示， 由于物理模型具有對(duì)稱性， 為了降低計(jì)算量， 在研究過程中取模型的四分之一進(jìn)行網(wǎng)格劃分和數(shù)值計(jì)算。

1.1.2計(jì)算網(wǎng)格

仿真計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)約400萬， 均為純六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格， 網(wǎng)格在后彈體及舵片附近進(jìn)行了局部加密， 如圖2所示， 彈體底部區(qū)域的壁面第一層網(wǎng)格高度約0.1 mm。

1.2數(shù)值模擬

1.2.1簡(jiǎn)化假設(shè)

導(dǎo)彈在空中飛行時(shí)， 后彈體附近來流與發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流相互摻混干擾， 其流動(dòng)特征非常復(fù)雜， 因此在計(jì)算時(shí)做如下假設(shè)：

（1） 不考慮尾流與外部大氣的化學(xué)反應(yīng)；

（2） 不考慮尾流中的煙塵和粒子， 假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)尾流為純氣相的流動(dòng)現(xiàn)象；

（3） 為了降低計(jì)算量， 采用單一組分來替代多組分的發(fā)動(dòng)機(jī)尾流；

（4） 忽略輻射對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)尾流的影響。

1.2.2計(jì)算工況

為了研究不同飛行高度和飛行速度對(duì)后彈體燒蝕現(xiàn)象的影響， 共設(shè)置了4個(gè)計(jì)算工況， 具體如表1所示。

1.2.3控制方程

1.2.4組分傳輸模型

1.2.5計(jì)算方法

航空兵器2018年第4期白濤濤， 等： 空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)尾流對(duì)后彈體燒蝕的數(shù)值分析求解算法選用基于密度的隱式耦合求解器， 湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程湍流模型， 近壁面處理采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)方法， 流動(dòng)采用二階迎風(fēng)離散格式。 為了降低計(jì)算量， 將多組分的發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)夂?jiǎn)化為單一組分， 采用熱力計(jì)算確定燃?xì)獾奈镄詤?shù)并參與最終的計(jì)算過程， 空氣僅保留O2和N2兩種組分， 其他組分忽略不計(jì)。

1.2.6邊界條件

仿真計(jì)算所需的邊界條件類型包括壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界、 壓力入口邊界、 無滑移固壁邊界、 壓力出口邊界及對(duì)稱面邊界等， 具體參數(shù)如表2所示。

2計(jì)算結(jié)果及分析

2.1后彈體燒蝕原因分析

以飛行高度5 km、 飛行馬赫數(shù)2.0工況為例， 分析尾流對(duì)導(dǎo)彈后彈體產(chǎn)生燒蝕現(xiàn)象的作用機(jī)理。 圖3為后彈體表面的燃?xì)赓|(zhì)量濃度分布圖， 由圖可見， 在后彈體的絕大部分區(qū)域， 燃?xì)獾馁|(zhì)量濃度均為0， 只有在彈體底部區(qū)域和與彈體底部相鄰的部分殼體上存在一定濃度的燃?xì)猓?說明一部分高溫燃?xì)庠诒慌懦鰢姽芎蟮竭_(dá)過該區(qū)域， 存在燒蝕該區(qū)域的潛在可能性。

圖4為后彈體表面的馬赫數(shù)、 溫度及壁面極限流線分布圖。 由壁面極限流線分布可見， 外部氣流流線從彈頭流向后彈體方向， 一部分氣流流線從彈體底部流向彈頭方向， 兩者在后彈體附近相交， 并在該區(qū)域產(chǎn)生大面積的旋流區(qū)。 由馬赫數(shù)和溫度分布云圖可見， 在后彈體靠近彈體底部附近存在非常顯著的低速區(qū)和高溫區(qū)， 兩者所處位置與旋流區(qū)基本重疊。

綜合上述分析可以得出發(fā)動(dòng)機(jī)尾流燒蝕后彈體的主要原因是高速外流在后彈體附近與發(fā)動(dòng)機(jī)排出的高溫尾噴流產(chǎn)生干擾流動(dòng)， 并在該區(qū)域產(chǎn)生大面積的旋流區(qū)， 繼而使得外流不斷裹挾高溫燃?xì)膺M(jìn)入該區(qū)域， 最終對(duì)該區(qū)域產(chǎn)生嚴(yán)重?zé)g。

2.2不同飛行高度和馬赫數(shù)的影響

圖5為不同飛行高度和馬赫數(shù)情況下的彈體溫度分布云圖。 由圖可見在飛行馬赫數(shù)一定的情況下， 隨著飛行高度的增加， 后彈體附近的高溫區(qū)面積隨之增大， 說明尾流對(duì)后彈體的燒蝕隨著飛行高度的增加而增強(qiáng)； 在飛行高度一定的情況下， 隨著飛行馬赫數(shù)的增大， 后彈體附近的高溫區(qū)面積隨之減小， 說明尾流對(duì)后彈體的燒蝕隨著飛行馬赫數(shù)的增加而減弱。

2.3試驗(yàn)驗(yàn)證

采用飛行試驗(yàn)后的導(dǎo)彈后彈體殘骸來驗(yàn)證計(jì)算方法的正確性， 圖6為計(jì)算得到的后彈體溫度分布云圖和飛行試驗(yàn)后的后彈體殘骸照片。 由圖6（a）可見， 高溫區(qū)主要分布在彈體底部區(qū)域和與彈體底部相鄰的殼體上的局部區(qū)域， 該區(qū)域應(yīng)為主要的尾流燒蝕影響區(qū)。 由圖6（b）中的試驗(yàn)殘骸可以發(fā)現(xiàn)， 除了導(dǎo)彈底部區(qū)域以外， 在與彈體底部相鄰的殼體上也存在4個(gè)局部過熱區(qū)。 計(jì)算得到的高溫區(qū)分布與試驗(yàn)殘骸上的燒蝕形貌吻合較好， 有效驗(yàn)證了計(jì)算方法的正確性。

3結(jié)論

本文采用CFD數(shù)值計(jì)算方法， 進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對(duì)后彈體燒蝕作用的數(shù)值計(jì)算， 并與飛行試驗(yàn)殘骸做對(duì)比分析， 得到如下研究結(jié)論：

（1） 發(fā)動(dòng)機(jī)尾流燒蝕后彈體的主要原因是高速外流在后彈體附近與發(fā)動(dòng)機(jī)排出的高溫尾噴流產(chǎn)生干擾流動(dòng)， 并在該區(qū)域產(chǎn)生大面積的旋流區(qū)， 繼而使得外流不斷裹挾高溫燃?xì)膺M(jìn)入該區(qū)域， 最終對(duì)該區(qū)域產(chǎn)生嚴(yán)重?zé)g；

（2） 在飛行馬赫數(shù)一定的情況下， 尾流對(duì)后彈體的燒蝕隨著飛行高度的增加而增強(qiáng)；

（3） 在飛行高度一定的情況下， 尾流對(duì)后彈體的燒蝕隨著飛行馬赫數(shù)的增大而減弱；

（4） 仿真計(jì)算結(jié)果與飛行試驗(yàn)殘骸上的燒蝕形貌吻合較好， 證明了計(jì)算方法的正確性。

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Abstract： Aiming at the ablation of rocket plume on airtoair missile to afterbody， the 3D flow field is simulated using CFD method， which is compared with the result of flying test， in order to analyze the common cause of ablation and investigate the influence of flying altitude and Mach number on ablation. The results show that the main factor leading to ablation of plume on afterbody is the flow interference of high speed external flow and high temperature plume. Under certain flying Mach number， the ablation of plume on afterbody will become more serious with the raise of flying altitude. Under certain flying altitude， the ablation of plume on afterbody will become weakened with the increasing of flying Mach number. The simulation results is consistent with the ablation morphology of missile wreckage which validates the correctness of computational method.

Key words： airtoair missile； afterbody； exhaust plume； ablation； numerical simulation