不同点火时间导弹滑弹一体式发射数值模拟

王　博，　马贵春，　陈　阳

（中北大学机电工程学院， 山西　太原　030051）



不同点火时间导弹滑弹一体式发射数值模拟

王博，马贵春，陈阳

（中北大学机电工程学院， 山西太原030051）

使用计算流体力学软件Fluent对导弹滑弹一体式发射的过程进行模拟研究。通过对比导弹弹射后不同点火时间对机翼的气动干扰情况，找出使用滑弹一体式发射装置时合适的导弹发动机点火时间。

无人机滑弹一体式发射装置尾喷流

近年来，无人机在军事领域得到了广泛应用，其侦查打击一体化是它在军事领域的重要发展方向之一[1]。作为无人机的攻击手段，导弹发射时对无人机的气动干扰是研究的一个重点。气动干扰不仅影响无人机的飞行安全，同时也对导弹能够精确打击目标有一定的影响。现在常用的导弹发射装置包括导轨式装置、弹射式装置以及旋转式发射装置，而同时具备导轨式以及弹射式两种发射装置功能的滑弹一体式发射装置是导弹发射装置的发展方向之一[2]。因此，针对该发射装置进行机载导弹发射过程进行模拟并通过模拟结果分析导弹滑弹一体式发射装置的优缺点，对于该发射装置的研制具有一定的参考价值。

研究过程以较为成熟的计算流体力学为理论基础，以计算流体力学软件Fluent为平台，结合非结构动网格技术对二维机翼挂载导弹的模型进行数值模拟，模拟过程使用k-ω二方程湍流模型[3]。通过分析导弹弹射后不同时间点火时机翼周围流场的差异，得到合适的导弹点火时间。

1　理论基础

连续性方程：

动量守恒方程：

能量守恒方程：

式中：i=x，y，z；j=x，y，z；ρ、u、p、E分别是流体密度、速度、压力及总能量。

结构化网格易于实现边界拟合，适用于流体和应力集中等问题的计算，但适用范围较小，一般用于规则的图形。非结构网格易于生成、网格质量较好，但相较于结构化网格，非结构网格的数量较多。本研究属于多体分离问题，使用非结构动网格技术能够很好地解决该问题。由于在运动过程中，导弹与机翼具有较大的网格变形，因此使用弹簧光顺法和局部网格重构技术不断更新变形大的网格，从而保证网格质量。

弹簧光顺法是将任意两个网格节点的连线看作理想的弹簧，将计算域的改变看作弹簧的拉伸或者压缩，通过弹簧弹力的变化得到计算域的变化量，弹力的大小由胡克定律得到[4]。

局部网格重构技术是指随着物体不断运动，对于变形大的网格进行重新划分。当网格变形超出设置的尺寸范围时，较大的网格自动分裂，较小的网格自动合并，从而使网格的大小保持在给定范围之内，进而保证网格的质量。

2　模拟条件的设定

模拟过程使用二维机翼下挂载导弹的模型，其中，机翼翼型为NACA0012，导弹模型为简化缩小的“海尔法”导弹，导弹长0.8 m，长径比约20。设定无人机的飞行高度为3 000 m，设定飞行速度为0.8 Ma，设定攻角为0°[5]。导弹初速度为零，首先对导弹施加2 kN的轴向弹射力，待导弹分别运动0.1、0.15、0.175、0.2 s时，导弹发动机点火。在模拟过程中，选择k-ω二方程湍流模型，求解器基于密度求解，使用基于节点的Green-Gauss函数求解方法，使用二阶迎风格式，计算域为压力远场，导弹尾部设置为压力入口。

3　模拟结果及分析

模拟过程中分别对无人机机翼的阻力系数、升力系数和力矩系数进行了监测，其随时间的变化曲线如图1—图3所示。

图1　机翼阻力系数变化曲线

图2　机翼升力系数变化曲线

图3　机翼力矩系数变化曲线

从机翼的阻力系数、升力系数及力矩系数的变化曲线图可以看出：在导弹被弹射沿导轨滑行的阶段中，由于导弹的前行导致机翼所受阻力逐渐降低，升力逐渐增大；当导弹发动机点火后，产生的高速气流作用于机翼的下翼面，使得下翼面处气流流速上升，引起上下翼面之间的压力差减小，从而导致机翼所受升力降低，力矩系数也随之变化；当导弹运动至机翼前缘时，其尾部喷流对上翼面也产生了影响，使得机翼所受阻力增大。

导弹运动0.1 s后，发动机点火瞬间产生的尾喷流使得机翼的阻力系数、升力系数和力矩系数均产生强烈的波动，但是在弹射后0.15、0.175s以及0.2 s时发动机点火后产生的尾部喷流对机翼的气动干扰较小，其阻力系数、升力系数以及俯仰力矩系数有了较轻微的波动。对于在0.1、0.15、0.175 s点火时，0.2s后导弹远离载机，机翼的阻力系数、升力系数和力矩系数基本趋于稳定。

图4—图5为弹射0.1s以后导弹发动机点火后各时刻的流场压力云图。

图4　t=0.11 s时流场压力云图

图5　t=0.25 s时流场压力云图

图6—图7为弹射0.15 s以后导弹发动机点火后各时刻流场压力云图。

图6　t=0.16 s时流场压力云图

图7　t=0.25 s时流场压力云图

下页图8—图9为弹射0.175s以后导弹发动机点火后各时刻流场压力云图。

下页图10—图11为弹射0.15 s以后导弹发动机点火后各时刻流场压力云图。

综合图4—图11可知：在导弹被弹射出后、发动机点火之前，导弹沿导轨滑行，这个阶段，导弹的运动对机翼的气动影响较小；在导弹发动机点火后，产生的尾部喷流主要影响机翼下方的气流，从而影响机翼的气动特性；之后，随着导弹继续前行并逐渐远离机翼，至0.25 s时，导弹尾喷流对机翼的气动影响已经较弱。

图8　t=0.18 s时流场压力云图

图9　t=0.25 s时流场压力云图

图10　t=0.21 s时流场压力云图

图11　t=0.25 s时流场压力云图

4　结论

1）使用滑弹一体式发射装置发射导弹时，选择合适的点火时间能大大降低导弹尾喷流对机翼的气动干扰。

2）导弹在发动机点火时，距离机翼越远，对机翼气动的影响越弱。

3）综合考虑实际战况及作战任务，选择合适的导弹发动机点火时间能够在不影响作战时机的前提下降低导弹尾喷流对无人机的气动干扰。

[1]冯卉，毛红保，吴天爱.侦察打击一体化无人机关键技术及其发展趋势分析[J].飞航导弹，2014（3）：42-46.

[2]卢永祥.机载导弹发射装置研究现状及发展趋势[J].中国军转民，2013（11）：62-64.

[3]杜小强，马贵春，李峰，等.无人机导弹发射对机翼的气动干扰[J].弹箭与制导学报,2015（3）：130-133.

[4]傅德彬，姜毅.用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场[J].宇航学报，2007，28（2）：423-426.

[5]王正裕，李孝伟.基于动态嵌套网格技术的飞行器导弹发射的数值模拟[J].上海大学学报（自然科学版），2008（2）：173-176；182.

（编辑：胡玉香）

Numerical Simulation of Missiles Launched by Rail-catapult Integrated Launcher with Different Firing Time

WANG Bo，MA Guichun，CHEN Yang
（College of Mechatronic Engineering，North University of China，Taiyuan Shanxi 030051）

The process of missile launched by rail-catapult integrated launching is simulated by the use of computational fluid dynamics software Fluent.By comparing the aerodynamic interference of the wing with different ignition time after the missile ejection,the appropriate missile engine ignition time is found.

UAV,rail-catapult integrated launcher,engine jet

TJ 760.13

A

1672-1152（2016）02-0008-03

10.16525/j.cnki.cn14-1167/tf.2016.02.03

2016-03-16

王博（1991—），男，硕士研究生在读，研究方向：空气动力学。