自推進(jìn)紅外干擾彈氣動特性影響規(guī)律研究

羅健，馬賢杰，陳偉星，李石川，陳寧

（1.航空工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所，遼寧 沈陽 110000；2.中國航天科工集團(tuán)8511研究所，江蘇 南京 210007）

0 引言

紅外制導(dǎo)技術(shù)廣泛應(yīng)用于防空導(dǎo)彈武器系統(tǒng)中，對軍用飛機造成嚴(yán)重威脅，而紅外干擾彈具有效費比高、勤務(wù)處理簡單等優(yōu)點，是飛機“保命”的最后一道防線，可以有效對抗來襲的面空、空空導(dǎo)彈威脅［1-2］。目前國內(nèi)飛機配備的紅外干擾彈主要有“點源”、“多點源”、“面源”等類型，這些類型的紅外干擾彈被投射后從飛機后方自由墜落，由于速度迅速衰減，快速落后于載機，容易被具備軌跡識別和波門縮減等抗干擾能力的紅外導(dǎo)引頭導(dǎo)彈鑒別，導(dǎo)致干擾失?。?］。自推進(jìn)紅外干擾彈是一種具備伴飛功能的新型紅外干擾彈，通過加裝發(fā)動機和尾翼，發(fā)動機工作時向后噴氣產(chǎn)生紅外輻射和軸向推力，在水平方向產(chǎn)生一定的加速度，從而獲得模擬高速軍用飛機運動特征的效果［4］。這種紅外干擾彈形成的干擾源在持續(xù)時間內(nèi)與載機運動特征基本保持一致，使導(dǎo)引頭無法及時通過軌跡關(guān)聯(lián)算法分辨出真實目標(biāo)，實現(xiàn)欺騙干擾。

自推進(jìn)干擾彈要求彈體飛行過程中保持穩(wěn)定，對氣動外形提出了一定要求。目前干擾彈的外形主要有類似長方體型和類似圓柱體型，為縮短研制周期，需要在現(xiàn)有干擾彈的基礎(chǔ)上改進(jìn)氣動外形以滿足飛行穩(wěn)定性要求；由于發(fā)射器的限制，彈總長、截面尺寸已經(jīng)確定。綜合考慮以上因素，本文主要研究方型彈頭部、尾翼結(jié)構(gòu)對全彈氣動特性的影響，為自推進(jìn)紅外干擾彈的設(shè)計提供參考。

1 數(shù)值計算方法與模型

1.1 干擾彈氣動參數(shù)計算方法與基本模型

1） 流體域基本控制方程

使用CFD商業(yè)軟件對干擾彈的外流場進(jìn)行數(shù)值模擬，流體域在Navier-Stokes方程的基礎(chǔ)上，湍流模型選擇兩方程的k-ε模型對方程進(jìn)行求解，三維Navier-Stokes方程通用形式如下［5］：

式中，U為守恒變量；FC為無黏通量，F(xiàn)V為黏性通量，n為控制體表面法向量。

2） 干擾彈基本物理模型與網(wǎng)格

干擾彈基本物理模型如圖1所示，彈體截面為長方形。彈頭部進(jìn)行了鈍化處理，鈍化弧度接近窄邊的一半。彈尾部采用橫向折疊直尾翼，本文在計算過程中假設(shè)彈體寬面為迎風(fēng)面，窄面與來流氣體速度平行。

圖1 干擾彈基本物理模型

由于模型的對稱性，為節(jié)省計算資源，僅計算1/2區(qū)域。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散計算域，干擾彈彈體表面網(wǎng)格以及計算域全域網(wǎng)格分布分別如圖2—3所示，網(wǎng)格總數(shù)為130萬。

圖2 干擾彈表面網(wǎng)格分布

圖3 計算域網(wǎng)格分布

1.2 干擾彈不同影響因素

1.2.1 干擾彈不同頭部結(jié)構(gòu)

為研究彈體頭部結(jié)構(gòu)對全彈氣動參數(shù)的影響，本文在基本模型的基礎(chǔ)上將頭部改為平頭結(jié)構(gòu)，如圖4所示。

圖4 方形彈平頭結(jié)構(gòu)示意圖

分別計算2種物理模型在典型工況下（來流Ma數(shù)0.8，攻角0°、10°、70°）的氣動參數(shù)，并進(jìn)行對比分析，為干擾彈彈體頭部形狀設(shè)計提供參考。

1.2.2 干擾彈尾翼弦長

方形干擾彈采用橫向折疊的平板直尾翼，翼型為矩形。其尾翼的厚度、展長由結(jié)構(gòu)、強度要求決定，而后掠角、根稍比等參數(shù)對全彈氣動特性影響較小。因此尾翼弦長和尾翼張開角度是影響氣動特性的主要設(shè)計因素。

基本模型中尾翼的弦長為L，在基本模型的基礎(chǔ)上，將尾翼弦長增加10 mm和減少10 mm，分別計算3種模型在典型工況下的氣動參數(shù)，為干擾彈尾翼弦長的設(shè)計取值提供參考。

1.2.3 干擾彈尾翼展開角度

在基礎(chǔ)模型的基礎(chǔ)上，增大展開角度（135°）和減小展開角度（45°），計算分析得到尾翼展開角度對氣動特性的影響規(guī)律，為尾翼展開角度設(shè)計取值提供參考，如圖5所示。

圖5 尾翼展開角度模型

2 結(jié)果與分析

2.1 不同頭部結(jié)構(gòu)下干擾彈氣動參數(shù)

不同頭部形狀下干擾彈的氣動參數(shù)如表1所示。從表中可以發(fā)現(xiàn)，鈍頭結(jié)構(gòu)阻力系數(shù)更小，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)更大，說明鈍頭結(jié)構(gòu)有利于減小氣動阻力，提升干擾彈的穩(wěn)定性。

表1 典型工況下干擾彈重要氣動參數(shù)

2.2 不同尾翼弦長下干擾彈氣動參數(shù)

不同尾翼弦長下干擾彈氣動參數(shù)如表2所示。從表中可以看出，隨著尾翼弦長的增加，阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)都有所增加。說明尾翼弦長越長，干擾彈穩(wěn)定性越好；但是達(dá)到一定值后，再增加弦長對干擾彈穩(wěn)定性的提升較小。

2.3 不同尾翼展開角度下干擾彈氣動參數(shù)

不同尾翼展開角度下干擾彈氣動參數(shù)如表3所示。從表中可以看出，尾翼展開角度越大，干擾彈阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)越大。攻角為10°條件下，相較于展開角度為45°時，展開角度為90°的模型下俯仰力矩系數(shù)提升率為42.2%；而相對于展開角度為90°時，展開角度為145°的模型下俯仰力矩提升率僅為4.8%。但是在攻角為70°條件下，展開角度為145°的模型俯仰力矩提升率相對較大，達(dá)12.4%。也就是說在小攻角條件下，增大展開角度至90°以上對干擾彈穩(wěn)定性提升效果不大；在大攻角條件下，增大展開角度至90°以上對干擾彈穩(wěn)定性提升效果相對較好。綜合考慮扭簧展開角度受限和窄邊飛行情況，建議尾翼展開角度在90°～145°之間選擇。

表 2 不同尾翼弦長下干擾彈氣動參數(shù)

表 3 不同尾翼展開角度下干擾彈氣動參數(shù)

3 結(jié)論

本文計算了干擾彈在不同頭部形狀、尾翼弦長和展開角度下的氣動參數(shù)，分別分析了這3個因素對全彈氣動特性的影響，結(jié)果表明：

1）相較于鈍頭型，平頭形干擾彈阻力系數(shù)較大，升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)較小，但差異不大。在結(jié)構(gòu)允許的情況下可以對頭部進(jìn)行鈍化處理，若結(jié)構(gòu)不允許，可不鈍化。

2）尾翼弦長越長，干擾彈升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)就越大。在軸向空間允許的情況下，弦長越大越好。

3）對于方形彈，尾翼展開角度越大，升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)就越大，單從該方面來說尾翼展開角度最大可以達(dá)到180°，但考慮到扭簧展開角度受限等因素，建議尾翼展開角度在90°～145°之間選取。

4 結(jié)束語

本文通過數(shù)值模擬研究了干擾彈頭部形狀、尾翼弦長和尾翼展開角度全彈氣動特性參數(shù)的影響，得出的結(jié)論可為自推進(jìn)紅外干擾彈的氣動外形設(shè)計提供一定的參考。