舵控火箭靶彈的氣動(dòng)分析
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程登華，曹紅松
（中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，山西 太原 030051）
摘要：在無控火箭靶彈的基礎(chǔ)上，加裝控制舵片改裝為有控火箭靶彈。建立簡(jiǎn)化的舵控火箭靶彈三維模型，并利用數(shù)值計(jì)算的方法采用Fluent軟件對(duì)火箭靶彈的氣動(dòng)特性進(jìn)行了仿真分析。通過仿真得到彈加尾翼（無控）和全彈（彈十翼十舵，有控）的氣動(dòng)參數(shù)在舵偏角為00時(shí)隨攻角、馬赫數(shù)的變化規(guī)律，以及不同舵偏角下的壓力云圖。
關(guān)鍵詞：舵控火箭靶彈；壓力分布；仿真分析中圖分類號(hào)：TP391.7：TJ415
0 引言
火箭靶彈研制一般有3種途徑，即利用現(xiàn)役或待退役的火箭改裝、利用現(xiàn)役或待退役的導(dǎo)彈改裝和進(jìn)行專門的研制。結(jié)合我國(guó)的實(shí)際情況，利用技術(shù)成熟的大射程火箭彈改裝成中高空超音速靶彈是一種省時(shí)省力的方案。目前，火箭靶彈系統(tǒng)的改進(jìn)方向主要是改善飛行彈道特性、延長(zhǎng)滯空時(shí)間、實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)平飛和實(shí)施末端機(jī)動(dòng)。本文研究的是在無控大射程火箭彈的基礎(chǔ)上加裝簡(jiǎn)易控制裝置，將其改裝成有控火箭靶彈，并利用Fluent軟件對(duì)彈加尾翼（無控）和全彈（即彈十翼十舵，有控）進(jìn)行氣動(dòng)特性分析。
1 火箭靶彈有限元模型的建立
1.1 火箭靶彈三維模型
圖1為無控火箭靶彈三維模型。在無控火箭靶彈的基礎(chǔ)上加裝控制舵片，改裝成如圖2所示的有控火箭靶彈。
1.2數(shù)值計(jì)算
流體力學(xué)的數(shù)值模擬即從流體力學(xué)的基本方程出發(fā)，將流動(dòng)的數(shù)學(xué)模型離散和代數(shù)化，通過模擬得出流場(chǎng)特征，再用積分的方法解算出流體的各種力學(xué)參數(shù)。模擬的特點(diǎn)是以離散解的形式描述流體運(yùn)動(dòng)區(qū)域的流動(dòng)特征。數(shù)值計(jì)算的長(zhǎng)處是適應(yīng)性強(qiáng)、應(yīng)用范圍廣，可以很方便地解決自變量多、條件復(fù)雜的問題，不受實(shí)驗(yàn)中固有約束條件（風(fēng)洞壁面干擾、支架干擾）的影響，且可以快速模擬大范圍馬赫數(shù)下的流動(dòng)現(xiàn)象。因此，數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)合起來能較好地解決各種復(fù)雜的流動(dòng)問題。
本文研究的模型馬赫數(shù)范圍較大且攻角較多，為了盡快獲得所需氣動(dòng)參數(shù)和流動(dòng)特性，運(yùn)用Fluent軟件對(duì)無控和有控火箭靶彈在不同馬赫數(shù)、不同攻角和不同舵偏角情況下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了仿真計(jì)算，研究舵面對(duì)火箭靶彈氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。
1.3仿真條件及網(wǎng)格模型
仿真模型的彈體、舵面和尾翼表面采用無滑移固壁( wall)邊界條件，計(jì)算區(qū)域的人口、出口和外邊界均采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，氣體模型為理想氣體模型，動(dòng)力黏度計(jì)算采用薩蘭德定理，溫度T及壓強(qiáng)P取海平面條件，即T=288 K，P=101 325 Pa。所有的計(jì)算都通過并行計(jì)算完成。
本次仿真的模型共有4組，每組模型只使用一套網(wǎng)格，都由Fluent軟件自帶的前處理軟件生成。4組模型的計(jì)算區(qū)域相同，即：長(zhǎng)為15倍的彈長(zhǎng)，直徑為20倍的彈徑的圓柱體。其中，前場(chǎng)計(jì)算區(qū)域?yàn)?倍彈長(zhǎng)，后場(chǎng)區(qū)域?yàn)?0倍彈長(zhǎng)。劃分網(wǎng)格時(shí)采用多種網(wǎng)格技術(shù)，網(wǎng)格數(shù)在150萬～180萬之間。
2仿真分析
在舵偏角a=00，攻角δ為00、20、40、60、80，馬赫數(shù)Ma為0.5～6間變化時(shí)，分析火箭靶彈的氣動(dòng)參數(shù)隨攻角、馬赫數(shù)的變化規(guī)律。
2.1 阻力系數(shù)
圖3為不同攻角下全彈阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線，圖4為不同攻角下彈加尾翼和全彈的阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線。
由圖3可以看出，在同一攻角下，全彈的阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大先增大，在馬赫數(shù)為1.2附近達(dá)到最大值，之后又隨馬赫數(shù)的增大而減小，這主要是因?yàn)樵诳缫羲俑浇瑥楏w、舵面和尾翼都將產(chǎn)生激波，各部分附加的激波阻力使全彈的阻力迅速增大，當(dāng)速度繼續(xù)增加時(shí)，激波向斜激波過渡，使得波阻開始有所下降，從而使全彈阻力系數(shù)開始降低；在小攻角范圍內(nèi)，隨攻角的增大，攻角引起的誘導(dǎo)阻力也隨著增大，使得全彈阻力系數(shù)也隨之增加。由圖4可知，彈加尾翼與全彈的阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律基本相同，在不同攻角下，全彈的阻力系數(shù)都大于彈加尾翼的阻力系數(shù)，這是由舵面產(chǎn)生附加的阻力引起的；在小攻角條件下，隨著攻角的增加，舵面引起的誘導(dǎo)阻力隨之增大，彈加尾翼的阻力系數(shù)與全彈的阻力系數(shù)之間的差距也越來越大。
2.2升力系數(shù)
圖5為不同攻角下全彈的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線（當(dāng)攻角為00時(shí)，升力系數(shù)基本為零，所以此處不做考慮）；圖6為攻角δ=40時(shí)彈加尾翼和全彈的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線對(duì)比。
由圖5可以看出，在不同攻角下，全彈的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律相同，呈現(xiàn)先增加后減小的變化趨勢(shì)，在跨音速區(qū)域附近達(dá)到最大值；另外，在同一馬赫數(shù)下，隨著攻角的增大，全彈升力系數(shù)也隨之增大，這是由于攻角的存在將引起彈箭上下表面的壓力分布不對(duì)稱，而這種不對(duì)稱隨著攻角的增大而增大。由圖6可知，彈加尾翼與全彈的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律相同，在相同攻角下，全彈的升力系數(shù)比彈加尾翼的升力系數(shù)整體要大（這說明舵片的存在可以增加全彈的升力，為火箭靶彈滑翔飛行提供平衡重力的升力），這個(gè)差值在跨音速范圍內(nèi)比超音速范圍內(nèi)要更大，這與跨音速范圍內(nèi)激波的變化有關(guān)。
2.3 俯仰力矩系數(shù)
圖7為不同攻角下全彈的俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線（當(dāng)攻角為00時(shí)，俯仰力矩系數(shù)基本為零，所以此處不做考慮）；圖8為攻角δ=40時(shí)彈加尾翼和全彈的俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線對(duì)比。
由圖7可以看出，不同攻角下，全彈的俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律相同，其絕對(duì)值整體都呈現(xiàn)減小的變化趨勢(shì)，隨著馬赫數(shù)的增加，減小趨勢(shì)變緩；在跨音速區(qū)域俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)波動(dòng)，其波動(dòng)的幅度隨攻角的增大而增大，這與跨音速區(qū)激波的不穩(wěn)定和彈頭對(duì)舵片的激波影響隨攻角變化等因素有關(guān)。由圖8可以看出，彈加尾翼與全彈的俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律基本相同，只是在跨音速段的變化規(guī)律有所不同；彈加尾翼的俯仰力矩系數(shù)絕對(duì)值整體比全彈的系數(shù)大，這是因?yàn)槎婷嬖诨鸺袕椀馁|(zhì)心之前，提供的俯仰力矩為正值，是使攻角增大，而尾翼彈的俯仰力矩系數(shù)為負(fù)值，是使攻角減小。
3流場(chǎng)的壓力分布
圖9、圖10為a=00、馬赫數(shù)為1.5時(shí)無舵和有舵火箭靶彈在彈體縱向平面內(nèi)的壓力分布云圖。
由圖9、圖10可知，無舵彈體的上下區(qū)域流場(chǎng)分布出現(xiàn)不對(duì)稱，上邊區(qū)域的壓力明顯比下邊區(qū)域的壓力小，且主要分布在容易生成激波的彈頭段和尾翼段；有舵火箭靶彈，在有攻角與無攻角時(shí)上下區(qū)域流場(chǎng)的壓力分布情況和無舵火箭靶彈的流場(chǎng)分布相似，但是在位于舵面附近的上下區(qū)域的壓力分布比無舵時(shí)有較大的變化，其舵片前緣出現(xiàn)高壓區(qū)，且壓力明顯比后緣的高。所以，攻角的存在引起了火箭靶彈彈體上下區(qū)域壓力的不對(duì)稱，這種不對(duì)稱使火箭靶彈產(chǎn)生升力和俯仰力矩；同時(shí)，舵片的存在改變了火箭靶彈的氣動(dòng)特性。
圖11～圖13為馬赫數(shù)為1.5時(shí)不同攻角和舵偏角下舵片截面平面內(nèi)（平行于彈體縱向平面，距縱向平面170 mm)壓力分布云圖。
圖11～圖13可知，在馬赫數(shù)為1.5時(shí)，無論有無攻角和舵偏角，舵前緣都出現(xiàn)了激波，波后氣流速度下降，且迎風(fēng)面氣流壓縮強(qiáng)烈；在舵偏角a=0 時(shí)，攻角的存在引起舵片被風(fēng)面出現(xiàn)明顯的低壓區(qū)；在相同攻角下，舵偏角的存在使舵片的下表面的壓力明顯大于上表面的壓力，舵片上下表面的壓力差距越大，高壓區(qū)范圍也越大。所以，攻角和舵偏角都可以使舵片的上下表面出現(xiàn)壓力差，這個(gè)壓力差將產(chǎn)生升力，但舵片在產(chǎn)生升力的同時(shí)，由于舵前緣的氣流壓縮，也會(huì)增大全彈的阻力。
4結(jié)束語
本文建立了火箭靶彈有限元模型，并利用fluent軟件進(jìn)行了仿真分析，通過仿真得到彈加尾翼和全彈（即彈十翼十舵）的氣動(dòng)參數(shù)在舵偏角為00時(shí)隨攻角、馬赫數(shù)的變化規(guī)律，并對(duì)不同舵偏角下的壓力云圖進(jìn)行了分析，為火箭靶彈的外形設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供了參考依據(jù)。
