三擺臂式擾流片矢量氣動(dòng)力數(shù)值仿真研究

楊海濤, 廖貴超, 習(xí)敏, 帥超

(中國船舶集團(tuán)有限公司第710研究所, 宜昌 443003)

擾流片推力矢量控制技術(shù)(thrust vector control,TVC)具有體積小、控制力大和無附加推力損失等優(yōu)點(diǎn),廣泛應(yīng)用于空空導(dǎo)彈、潛射導(dǎo)彈等智能可控彈藥[1-3]。擾流片一般安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口端面,根據(jù)舵控指令快速、精確平動(dòng)到預(yù)期位置改變發(fā)動(dòng)機(jī)噴流方向進(jìn)行矢量力控制,可提高彈藥的機(jī)動(dòng)性和生存能力[4-6]。隨著智能可控彈藥小型化的發(fā)展趨勢,發(fā)動(dòng)機(jī)噴口愈來愈小,擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口端面平動(dòng)形式已不再適用,迫切需要研制新的擾流片矢量控制形式。

外國對擾流片矢量控制技術(shù)的研究起步較早,美國Nulka舷外有源誘餌彈和俄羅斯R-73空空導(dǎo)彈已使用了擾流片推力矢量控制技術(shù)。文獻(xiàn)[7-12]通過數(shù)值仿真、冷噴試驗(yàn)和熱流試驗(yàn)研究了擾流片外形、擾流片阻塞面積、安裝位置對發(fā)動(dòng)機(jī)矢量力特性的影響。中國對于擾流片式推力矢量控制技術(shù)的研究起步較晚,研究手段以數(shù)值模擬為主,并進(jìn)行了部分靜態(tài)及動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究[13-16]。中外學(xué)者主要針對擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口端面平動(dòng)形式開展矢量氣動(dòng)力特性研究,對擺臂式擾流片矢量氣動(dòng)力特性研究少。擺臂式擾流片安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口外部,可適配小噴口發(fā)動(dòng)機(jī)。開展擺臂式擾流片矢量氣動(dòng)力研究,對拓寬小型化智能彈藥的作戰(zhàn)場景具有重要實(shí)際意義。

鑒于此,針對適配小噴口發(fā)動(dòng)機(jī)的三擺臂式擾流片矢量控制形式開展了系統(tǒng)性的氣動(dòng)力數(shù)值仿真,研究三擺臂式擾流片的推力和側(cè)向力調(diào)節(jié)能力,以及推力調(diào)節(jié)和側(cè)向力調(diào)節(jié)的氣動(dòng)干擾。仿真數(shù)據(jù)可為三擺臂式擾流片矢量控制形式工程化提供氣動(dòng)力研究模型和飛行力學(xué)參數(shù)。

1 數(shù)值仿真模型及方法

圖1為擾流片擺放位置和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型示意圖。其中,固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)入口半徑80 mm,收縮半角和擴(kuò)張半角分別為35°和12°,喉部半徑和噴口半徑分別為7.5 mm和15 mm。圖2為擾流片迎風(fēng)面示意圖。其中,擾流片旋轉(zhuǎn)軸距發(fā)動(dòng)機(jī)噴口端面75 mm,距發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線55 mm,擾流片擺臂長65 mm,擾流片迎風(fēng)面輪廓倒角R為2mm。

圖1 仿真模型Fig.1 Simulation model

圖2 擾流片外形Fig.2 Spoiler outline drawing

三擺臂式擾流片均布于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴口外部,擺臂帶動(dòng)擾流片旋轉(zhuǎn),θ為擾流片舵偏角(圖1,擺臂處于水平位置時(shí)的舵偏角為0°)。通過改變3個(gè)擾流片舵偏角的大小調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和方向,發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和方向分別用于彈體高度控制和彈體俯仰/滾轉(zhuǎn)控制。

圖3為擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的投影示意簡圖。擾流片矢量力控制原理:擺臂式擾流片伸入發(fā)動(dòng)機(jī)尾流場使噴口高壓氣流的流動(dòng)方向被迫突然變化形成激波,使得作用在擾流片上的氣動(dòng)力一部分造成發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失,另一部分提供彈體側(cè)向力[17-18]。發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)策略:擾流片1、2、3舵偏角θ同增同減,變化量相同;3個(gè)擾流片舵偏角均值為主推角α;左右側(cè)向力調(diào)節(jié),擾流片2舵偏角增大(減小),擾流片3的舵偏角減小(增大),變化量相同,變化量為左右側(cè)向角,當(dāng)擾流片2舵偏角增大時(shí)左右側(cè)向角為正值;前后側(cè)向力調(diào)節(jié):擾流片1舵偏角增大(減小),擾流片2和3的舵偏角減小(增大),變化量相同,變化量為前后側(cè)向角,當(dāng)擾流片1舵偏角增大時(shí)前后側(cè)向角為正值。

圖3 擾流片位置Fig.3 Spoiler position

數(shù)值仿真計(jì)算在ANSYS-FLUENT軟件中完成。數(shù)值仿真基于以下假設(shè):①發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場為定常流動(dòng);②忽略燃?xì)馀c壁面間的摩擦以及傳熱;③氣體為理想;④不考慮擾流片和發(fā)動(dòng)機(jī)喉部燒蝕以及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒的化學(xué)反應(yīng)。

2 推力調(diào)節(jié)

開展了擾流片推力調(diào)節(jié)數(shù)值仿真研究,數(shù)值仿真邊界條件:主推角從22°增加至40°,3個(gè)擾流片的舵偏角相同(主推角22°時(shí)擾流片阻塞率為0,阻塞率為擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口投影面積與噴口面積比值);發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力為2.4～3.6 MPa,溫度3 000 K;出口為壓力出口。圖4計(jì)算結(jié)果表明:固定發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力,推力隨著主推角的增加而減小;固定主推角,推力隨著發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力的增加而減小。在主推角40°,發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力3.6、3.3、3、2.7、2.4 MPa對應(yīng)的推力損失分別為30.7%、31.6%、31.9%、33.1%和33.8%。研究主推角范圍內(nèi),最大推力損失百分比可通過主推角確定,與發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力大小無關(guān)。

圖4 推力調(diào)節(jié)Fig.4 Thrust adjustment

圖5為單擾流片在不同舵偏角和發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力下的阻力(另外兩個(gè)擾流片的舵偏角為0°)。圖6為數(shù)值仿真得到推力調(diào)節(jié)時(shí)3個(gè)擾流片阻力與單擾流片阻力的比值。結(jié)果表明:在舵偏角24°～36°,阻力比值為3.4;當(dāng)舵偏角高于36°,三擾流片推力調(diào)節(jié)時(shí)的擾流片間的氣動(dòng)干擾隨著舵偏角的增加而增強(qiáng),導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失增大。

圖5 單擾流片阻力Fig.5 Single spoiler drag

圖6 阻力比Fig.6 Ratio of resistance

圖7為數(shù)值仿真得到發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力3.6 MPa、溫度3 000 K,不同主推角下的沿著流向截面的速度云圖。結(jié)果表明:隨著主推角的增大,發(fā)動(dòng)機(jī)噴口尾部射流核心區(qū)減小,發(fā)動(dòng)機(jī)噴口外部激波型面逐漸向噴口靠近。

圖7 速度云圖Fig.7 Velocity nephograms

3 左右側(cè)向力調(diào)節(jié)

通過擾流片2和擾流片3舵偏角差動(dòng)調(diào)節(jié)提供導(dǎo)彈左右方向俯仰動(dòng)作的控制力(控制力矩為擾流片2與擾流片3側(cè)向力之差與擾流片位置距重心距離的乘積)。針對擾流片主推角26°、30°和34°工況開展不同發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力和左右側(cè)向角的左右側(cè)向力數(shù)值仿真研究,圖8(a)～圖8(c)為數(shù)值仿真結(jié)果,圖8(d)為固定左右側(cè)向角下的左右側(cè)向力。計(jì)算結(jié)果表明:左右側(cè)向力隨著左右側(cè)向角的增加而增大;固定左右側(cè)向角,左右側(cè)向力隨著入口壓力的增加而增大。

圖8 左右方向側(cè)向力Fig.8 Lateral force in left and right direction

同時(shí)研究左右側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)對前后側(cè)向力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響。圖9為入口壓力2.7、3.3 MPa,左右方向側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)對前后方向側(cè)向力的影響。結(jié)果表明:在主推角30°和34°,左右方向側(cè)向力調(diào)節(jié)對前后方向側(cè)向力影響小。在主推角26°,前后方向側(cè)向力隨著左右方向側(cè)向角的增加而增大,在入口壓力3.3 MPa的影響更大。由于主推角26°時(shí),當(dāng)左右側(cè)向角大于2°,擾流片2和擾流片3阻塞率并非一增一減(舵偏角減小對應(yīng)擾流片脫離發(fā)動(dòng)機(jī)尾部射流區(qū)域)導(dǎo)致前后方向上流場不對稱。

圖9 對前后方向側(cè)向力影響Fig.9 Influence on lateral force in front and rear direction

圖10為主推角26°、30°和34°,發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力3.3、2.7 MPa不同左右側(cè)向角時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的變化量。發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化量為左右側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力與不進(jìn)行側(cè)向力調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的差值。結(jié)果表明:在主推角30°和34°,發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化量較小,最大偏差量不超過為12.7 N。在主推角26°,當(dāng)左右側(cè)向角大于2°時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化量隨著左右側(cè)向角的增加而不斷減小。由于單擾流片在24°時(shí)的阻塞率為0(圖11為單擾流片阻塞率),擾流片2和擾流片3的和阻塞率隨著左右側(cè)向角的增加而增大,導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失增大。在實(shí)際工程中進(jìn)行左右側(cè)向力調(diào)節(jié),當(dāng)擾流片2和擾流片3的阻塞率均大于0時(shí),可認(rèn)為左右側(cè)向力調(diào)節(jié)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力不影響。

圖10 對推力的影響Fig.10 Effect on thrust

圖11 阻塞率Fig.11 Blocking rate

4 前后側(cè)向力調(diào)節(jié)

4.1 抬頭動(dòng)作

研究三擺臂式擾流片前后方向側(cè)向力通過擾流片1與擾流片2/3舵偏角差動(dòng)調(diào)節(jié),差動(dòng)角度為前后側(cè)向角。由于差動(dòng)調(diào)節(jié)時(shí),前后方向(彈體低頭和抬頭)擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的投影面積不對稱,對抬頭動(dòng)作(擾流片1舵偏角增大,擾流片2/3舵偏角減小)和低頭動(dòng)作(擾流片1舵偏角減小,擾流片2/3舵偏角增大)分別開展分析。

針對抬頭動(dòng)作,即擾流片1舵偏角增大,擾流片2/3舵偏角減小工況開展前后側(cè)向力數(shù)值仿真分析,計(jì)算結(jié)果如圖12、圖13所示。數(shù)值仿真邊界條件:發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力2.4～3.6 MPa,溫度3 000 K,主推角分別為26°、30°和34°,前后側(cè)向角為1°～7°。結(jié)果表明:①固定入口壓力和主推角,前后側(cè)向力隨著前后側(cè)向角的增加而增大;②固定前后側(cè)向角,前后側(cè)向力隨著入口壓力和主推角的增加而增大。

圖12 前后方向側(cè)向力(抬頭)Fig.12 Lateral force in front and rear direction (rise)

圖13 固定入口壓力下的側(cè)向力Fig.13 Lateral force at fixed inlet pressure

研究前后側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)(抬頭動(dòng)作)對左右側(cè)向力的影響,計(jì)算結(jié)果如圖14所示。數(shù)值仿真邊界條件:入口壓力2.7、3.3 MPa,主推角分別為26°、30°和34°,溫度3 000 K,前后側(cè)向角為1°～7°。結(jié)果表明:左右方向側(cè)向力最大不超過0.6 N,工程應(yīng)用中可認(rèn)為前后方向側(cè)向力調(diào)節(jié)(抬頭動(dòng)作)時(shí)不影響左右方向上的側(cè)向力。

圖14 對左右方向側(cè)向力的影響Fig.14 Influence on lateral force in left and right direction

研究了前后側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)(抬頭動(dòng)作)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響,圖15為仿真結(jié)果。數(shù)值仿真邊界條件:入口壓力2.7、3.3 MPa,主推角分別為26°、30°和34°,溫度3 000 K,前后側(cè)向角為1°～7°。計(jì)算結(jié)果表明:針對本文算例,當(dāng)主推角為26°和30°時(shí),前后側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響較小,推力變化值最大不超過25 N;當(dāng)主推角為34°時(shí),隨著前后側(cè)向角的增加,發(fā)動(dòng)機(jī)推力持續(xù)增大。在入口壓力3.3 MPa,前后側(cè)向角7°時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大40.5 N。發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大的原因與3個(gè)擾流片在發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的面積阻塞率有關(guān)。擾流片舵偏角與阻塞率呈二次方關(guān)系(圖11),在大主推角狀態(tài)進(jìn)行前后側(cè)向力調(diào)節(jié),阻塞率變化尤為明顯。其中,抬頭動(dòng)作時(shí),前后側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)主推力增加;低頭動(dòng)作時(shí),前后側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)主推力降低。

圖15 對推力的影響Fig.15 Effect on thrust

4.2 低頭動(dòng)作(1小,2、3大)

針對低頭動(dòng)作(1擾流片舵偏角減小,2/3擾流片舵偏角增大),即擾流片2/3舵偏角增大,擾流片1舵偏角減小工況開展前后側(cè)向力數(shù)值仿真分析,計(jì)算結(jié)果如圖16、圖17所示。數(shù)值仿真邊界條件:入口壓力2.4～3.6 MPa,主推角分別為26°、30°和34°,溫度3 000 K,前后側(cè)向角為1°～7°。結(jié)果表明:低頭動(dòng)作時(shí)入口壓力、主推角、前后側(cè)向角對前后側(cè)向力的影響基本與抬頭動(dòng)作一致。

圖16 前后方向側(cè)向力(低頭)Fig.16 Lateral force in front and rear direction (down)

圖17 固定壓力下側(cè)向力Fig.17 Lateral force under fixed pressure

在主推角30°,相同邊界條件對比抬頭和低頭動(dòng)作時(shí)側(cè)向力的大小,如圖18所示。結(jié)果表明:抬頭動(dòng)作產(chǎn)生的側(cè)向力大于低頭動(dòng)作產(chǎn)生的側(cè)向力。

圖18 兩個(gè)方向側(cè)向力比較Fig.18 Comparison of lateral forces in two directions

研究前后側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)(低頭動(dòng)作)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響,圖19為仿真結(jié)果。數(shù)值仿真邊界條件:入口壓力2.7、3.3 MPa,主推角分別為26°、30°和34°,溫度3 000 K,前后側(cè)向角為1°～7°。結(jié)果表明:前后側(cè)向力調(diào)節(jié)(低頭動(dòng)作)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響不超過2 N,可得出前后側(cè)向力調(diào)節(jié)(抬頭動(dòng)作和低頭動(dòng)作)不影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力結(jié)論。

圖19 對左右側(cè)向力的影響Fig.19 Influence on left and right lateral forces

5 結(jié)論

針對三擺臂式擾流片開展了矢量力氣動(dòng)仿真,研究了擾流片的推力和側(cè)向力調(diào)節(jié)能力及側(cè)向力調(diào)節(jié)時(shí)對推力的影響,得到以下結(jié)論。

(1)發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨著主推角的增加而減小,當(dāng)主推角大于36°,3個(gè)擾流片間的氣動(dòng)干擾增強(qiáng)導(dǎo)致推力損失增大。

(2)左右側(cè)向力隨著左右側(cè)向角的增加而增大,當(dāng)擾流片均在發(fā)動(dòng)機(jī)尾流中時(shí)進(jìn)行側(cè)向力調(diào)節(jié),側(cè)向力調(diào)節(jié)對發(fā)動(dòng)機(jī)推力和另一方向側(cè)向力影響小。

(3)前后側(cè)向力調(diào)節(jié),固定入口壓力和主推角,前后側(cè)向力隨著前后側(cè)向角的增加而增大,固定前后側(cè)向角,前后側(cè)向力隨著入口壓力和主推角的增加而增大。