武装直升机导弹发射过程数值仿真

刘永志，汪亚敏

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

武装直升机导弹发射过程数值仿真

刘永志，汪亚敏

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

为研究武装直升机武器发射过程中的机身流场变化规律，采用计算流体力学方法和动网格技术，对武装直升机地面停放状态及空中悬停状态下的导弹发射过程进行数值仿真，将导弹作为运动实体，相应的流场计算边界随实体的运动发生变化，计算给出运动过程中温度场、压力场的变化情况，同时给出平尾受到的升、阻力系数。计算结果表明，导弹发射受旋翼下洗流影响，空中悬停状态下武器发射对武装直升机的影响小于地面停放状态下的影响，这有利于对机身结构的保护。

计算流体力学；导弹发射；数值仿真

0 引言

武装直升机可以进行空中火力打击。一般武装直升机可挂载火箭弹、空空导弹、转管机枪等武器系统。武器发射过程中，必然造成对直升机结构的动态冲击，轻者对直升机的武器发射精度造成影响，重者将严重损害直升机机体结构，危害直升机飞行安全。武器发射对武装直升机的影响主要有：高速流场对平尾、短翼等结构强度、刚度的影响，高温尾焰对平尾结构的影响，冲击波对机体结构的影响。基于此，本文对武装直升机发射导弹进行了数值仿真，再现导弹发射过程中直升机机体压力场、温度场的变化，主要包括以下内容：模拟直升机地面停放以及空中悬停状态下武器发射对直升机机体的影响，包括尾焰高温环境对直升机平尾及侧端板处的影响，高压环境对机身尾段的影响以及机身产生的倾覆力矩的变化过程。

1 CFD数值仿真的可行性

目前，武装直升机的武器系统与机体结构相容性分析与认定都是以地面及空中试验的方式完成的。通过试验手段完成对一种武器的有效认定通常需要花费大量的时间及经费,在进行试验前并不能对试验可能的结果进行评估或预测。引进CFD软件可以有效地对武器发射过程进行模拟，如能够将数值分析与试验数据相结合，不断对仿真对象进行修正，就一定能够提高预测的精度，形成一套完整的计算模型与方法。同时，利用CFD软件，也可以减少工程设计的时间和费用，并且可以为更多的潜在设计提供可能性。

武器发射过程中，计算区域内部网格会随着武器的运动不断发生变化，CFD商用软件Fluent提供了有效的动网格技术来处理流场变化过程，计算区域中的运动部分(如导弹、火箭弹等)可以通过边界型函数文件指定。对于本文中外部形状复杂的结构，可以采用非结构网格进行模拟，并通过网格弹性变形和网格重构技术，解决武器发射中的非定常流场的数值仿真问题。

2 计算模型与基本假设

2.1 建立几何模型

本文主要研究武器发射过程中武装直升机周围流场环境的压力场和温度场的变化情况，以期对其发射过程有一个全面的认识，所以工作重点主要是建立武器发射环境。工程中研究武器发射对机身的影响主要是通过地面试验以及空中试验进行的，故本文针对这两种武器发射状态进行建模计算。

建模过程中为了减少后期网格划分的工作量，适当降低网格生成难度，对以下内容进行了简化：

1) 对机身进行简化，仅考虑了机身气动外形；

2) 对旋翼进行简化处理，把真实情况下的四片桨叶简化成一个等半径的无限薄的作用盘[1]，去除中间的桨毂部分，在计算时对桨盘施加压力差模拟下洗流，不考虑发动机进出气以及尾桨气动环境。

利用三维实体设计软件CATIA建立机体模型，主要采用了GSD模块及部件模块完成，检查模型的连续性，避免出现开口。生成的模型如图1所示。

图1 机体三维模型

2.2 建立计算域

计算模型包括武装直升机地面停放状态和空中悬停状态两种，为了较好地模拟武器发射时的气动环境变化，根据不同的计算状态分别建立了一个150m*32m*80m(地面停放状态)和150m*73m*80m(悬停状态)的立方体计算域。机体面网格采用三角形网格，并对形状尖锐部分进行局部加密处理。机体网格由Tgrid网格生成器完成，两种状态下机体网格以及计算域网格如图2和图3所示。

图2 地面停放状态机体网格与计算域

3 初始条件

为了相对准确地模拟真实情况，借鉴了在地面发射火箭弹过程中的相关试验数据，通过对高清摄像的计算分析，得到初步的导弹发射初始条件，如尾焰初始喷射速度、温度，导弹运动速度[2]等。

为有效模拟直升机空中悬停状态下旋翼下洗流对武器发射的影响，使用Fluent软件内部作用盘模型进行模拟，利用无限薄的圆盘代替旋转的桨叶，圆盘上下表面动量和能量的变化等效于旋翼对流场的作用，均匀的拉力分布等效于旋翼平面上下表面的压力差[3]，桨毂中心位置则用固定的壁面模型进行模拟。对于悬停状态,该压力差的计算如下：

计算采用标准k-ε湍流模型进行，并使用两相流模型区分尾焰和空气。考虑气流粘性影响，计算时控制方程采用非定常、不可压、有粘的纳维尔-斯托克斯方程[4]。

图3 空中悬停状态机体网格与计算域

4 计算结果与分析

4.1 地面停放状态

地面停放状态下，机体尾段压力场随武器发射过程的变化情况如图4所示，随着导弹发射时间历程的推进，机身尾段受到时间极短的高低压交替的压强场的作用，该压强场以短翼为起点沿着机身逐步向尾部过渡，使机身蒙皮等部位受到强烈的压力突变影响。平尾典型剖面处压力系数随发射时间变化情况如图5所示，由于导弹尾焰主要从平尾下方通过，平尾截面下表面压力系数随导弹发射发生剧烈变化，形成对平尾结构的垂直及水平方向的弯曲压力。侧端板受到的温度场影响最为剧烈，图6给出了典型时间点该处受到的温度场等值线图。

武器发射过程中，短翼挂梁也受到较强的气动影响，形成对直升机的倾覆力矩；其次，处于待命状态的导弹组也受到导弹发射带来的强烈的温度场和压力场的影响。

图4 地面停放状态下机身尾段所受压力冲击变化历程

4.2 空中悬停状态

经过计算，得到旋翼桨盘处的流场变化情况，桨盘上方空气受到压差的影响不断被吸入桨盘。为方便观察桨盘平面上下洗流速度的变化情况，由A点经B点到C点做一条直线，提取该条直线上下洗流速度的变化曲线与速度场云图如图7所示，可见，从桨毂中心到桨尖位置，诱导速度首先从0突增到5m/s后沿着展向逐步增大并在未到达桨尖前约0.9R处达到最大值14.5m/s，之后因逐渐靠近桨盘边缘，致使下洗流速度迅速下降。

导弹发射过程中，机身尾段受到的压力场的变化情况和地面停放状态的基本一致,如图8，不过，由于旋翼下洗流场的影响，机身尾段受到的压力冲击量值略小，侧端板位置受到的温度影响最为强烈。由于悬停状态下伴随旋翼桨盘强烈的下洗流影响，导弹发射后其羽流被下洗流向下压迫，必然导致相关结构受到的温度、压力等影响与地面停车状态有所不同，相关差异将在下节讨论。

4.3 两种状态对比分析

两种状态下，导弹尾焰羽流均从平尾下方通过，部分羽流会从侧短板两侧通过，如图9所示。对于悬停状态下的导弹发射过程，导弹喷出的高温高压尾焰受下洗流作用明显，其运动轨迹随着时间的推进逐步下移，在导弹离开机体较远距离之后，其尾焰羽流已明显偏离平尾及侧短板。对比地面发射状态，悬停状态下导弹发射对平尾等结构的影响更小。

图5 平尾典型截面压力系数变化历程

图6 平尾及侧端板所受温度场变化历程

图10为平尾及侧端板表面随导弹发射历程的温度变化情况，可见，两种状态具有一致的变化规律，在0.09s左右同时达到最大值。由于没有旋翼下洗流场的影响，在地面停放状态下，温度场的影响更为明显，平尾、侧端板的温升程度也更大一些。

两种状态下，导弹发射对平尾、侧端板产生的升力、阻力系数变化对比情况如图11所示。发射过程中，平尾、侧端板结构受到不同程度的气流扰动，分别在垂直方向和水平方向形成了对平尾、侧端板的弯曲作用。图中显示了两种发射状态下平尾受到的升力和阻力的变化曲线。

图7 旋翼下洗流场

图8 空中悬停状态下机身尾段所受压力冲击变化历程

图9 地面停放状态(左)和空中悬停状态(右)导弹尾焰羽流迹线图

图10 地面停放和空中悬停状态平尾、侧端板温度变化历程

图11 地面停放和空中悬停状态平尾、侧端板升力系数(左)及阻力系数(右)变化历程

两种状态下，平尾、侧端板结构受到的导弹发射的影响主要体现在垂直方向，主要原因为高压、高速尾焰从平尾、侧端板下方通过。由于没有旋翼下洗流的影响，在地面发射状态下平尾、侧端板的升力系数、阻力系数变化必然较悬停状态下更为恶劣。

图12为导弹发射过程中机身受到的倾覆力矩系数的变化曲线，由图中可见，两种状态下，其变化特征和量值基本一致，下洗流场的影响较小。

图12 地面停放和空中悬停状态直升机倾覆力矩变化历程

5 结论

通过对武装直升机武器发射中的流场进行数值仿真，可以得到直升机机体受到的压力场、温度场的变化情况。

1) 导弹发射过程中，平尾及侧端板部分最早受到尾焰强烈的气动力的影响，产生了对平尾及侧端板结构的水平及垂向弯曲。随着导弹发射，武器挂梁即短翼下部开始受到强大的气动力作用，产生机体倾覆力矩，机身尾段结构在导弹发射阶段同样受到变化的压力场影响，对结构上蒙皮或设备舱口盖等产生影响。

2) 对比地面停放状态和空中悬停状态可知，导弹发射后导弹羽流会受到旋翼下洗流的影响。从计算结果上看，这种影响对于机体的保护是有益的，在一定程度上能够避免处于尾焰区的平尾、机体结构的强度、温度要求过于苛刻。从另一个角度出发，也可以认为，完成了武器地面发射试验后对机体结构的验证，也能够满足空中飞行状态武器发射时对机体结构的要求。

3) 由于武装直升机武器发射对直升机机体的影响因素十分复杂，本文的研究过程中，也仅考虑了旋翼下洗流对武器发射尾焰的影响，而实际上直升机的发动机出口流场和尾桨气动面对武器发射流场都有影响，可以进行更加深入的研究。

4) 更好地利用计算流体动力学方法的优势，采用CFD手段展开武装直升机与武器之间的相互设计将是未来对武装直升机和武器系统进行相容性设计的一个重要的发展方向。

[1] 约翰逊.直升机理论[M]. 北京：航空工业出版社，1991.

[2] 傅德彬,刘 琦,陈建伟.导弹发射过程数值模拟[D]. 北京：北京理工大学机电工程学院,2004.

[3] 胡利,曹义华,赵明.直升机旋翼机身发动机耦合流场数值模拟,北京航空航天大学航空科学与工程学院,2008.10.

[4] Fluent6.3.26User.Guide[Z]. Fluent Inc.

Numerical Simulation of Missile Ejected from Armed Helicopter

LIU Yongzhi，WANG Yamin

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

In order to analysis the flow distribution during the missile ejection of armed helicopter, a CFD method and dynamic mesh technic were used. Two numerical simulation states including ground and hover of helicopter missile ejection were simulated, the missile was treated as moving body, the calculating domain changed dynamically with the moves of the missile. The calculation gave distributions of the temperature and pressure associate with the Cl and Cd of the stabilized tail ,the result of the calculation showed that under the influence of the rotor downwash ,the interaction between helicopter and missile of the hover state was much less than ground state，which was profitable to the helicopter structure.

CFD；missile ejection；numerical simulation

2016-03-02

刘永志(1986-)，男，天津宁河人，硕士，工程师，主要研究方向：直升机机体动力学。

1673-1220(2016)03-026-06

V211.3；V211.52

A