主动气动起旋离心抛撒技术研究

刘 述,杨 杰,任 睿,查 俊

(1.湖南云箭集团有限公司,湖南 长沙 410081;2.重庆嘉陵特种装备有限公司,重庆 400032;3.中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000)

主动气动起旋离心抛撒技术具备结构简单、制造成本低、子母弹装填数量高、抛撒速度可控、子弹药之间不易产生相互干涉碰撞等优良特性,因此,得以在美国CBU-103型(见图1)、SUU-65/B型等航空子母炸弹系列产品中得到大规模的成熟应用[1],开展该项技术的研究对于我国的航空弹药和导弹工业而言具有重要的战略意义。

图1 美国CBU-103型制导航空子母炸弹

近年来,气动/运动一体化数值模拟方法在国内外得到广泛的应用。美国于2008年研制了飞行器计算模拟系统Kestrel,该系统将CFD求解器、结构动力学方程、刚体六自由度运动方程相耦合,且具备舵偏控制技术、动网格技术以及嵌套网格技术,能较准确地预测计算模型的操纵特性。国内相关领域学者通过对非定常N-S方程和六自由度运动方程进行同步耦合求解,并在求解过程中引入了Adams预估-校正法,采用动态网格技术对面对称飞行器加入舵偏控制的大机动过程进行数值模拟,验证了气动/运动紧耦合求解计算方法的可行性与准确性,计算结果和靶式数据较为一致,证明了该方法可以准确模拟飞行器“自由飞”过程[2]。

1 主动气动起旋过程数值模拟

母弹在空中的主动气动起旋是离心抛撒技术中的核心环节,它要求航空炸弹在空中实现飞行状态的平稳迅速切换,即从平飞状态切换到以高速滚转为主特征的飞行状态。掌握母弹的空中主动起旋技术是实现离心抛撒技术的必要前提,本节根据母弹的气动特性对弹体在空中主动气动起旋过程进行了数值模拟研究。

1.1 计算模型

本文以航空子母弹药为研究对象,计算模型采用轴对称气动布局,弹体头部为球缺型,并加装4片×型布局前翼(反安定面);弹身为圆截面体,制导控制尾舱以4片×型全动尾舵作为操纵面。全弹通过滚转舵偏实现“剪刀差”的主动气动起旋过程,滚转舵偏示意图如图2所示,图中,δx为滚转舵偏角。

图2 滚转舵偏δx=20°,30°,40°时计算模型示意图

1.2 数值计算方法

1.2.1 非定常流场计算

在曲线坐标系下,完全气体的三维无量纲化非定常N-S方程的守恒形式为

(1)

式中:Q为求解矢量;F,G,H分别为一般曲线坐标系下x,y,z3个方向的无黏矢通量;Fv,Gv,Hv分别为3个方向的黏性矢通量[3]。

采用基于非结构网格的有限体积法进行空间离散,用近似通量差分格式和中心差分格式离散无黏通量和黏性通量。在非定常计算中,采用伪时间步为LU-SGS隐式计算格式的双时间步计算方法。在边界条件的设置中,采用局部一维Riemann不变量进行外域远场设置,以相对无滑动的固定壁面作为弹体表面边界条件,同时采用多重网格方法和MPI并行计算方法来提高收敛速度和计算效率[3]。

1.2.2 运动方程求解及气动/运动耦合

本文仅考虑在弹体坐标系下策略模型绕弹体纵轴的滚转运动,对应的运动学方程与动力学方程如下:

(2)

1.3 计算网格方法

为实现尾舵舵偏形成的“剪刀差”外形的准确模拟,采用四面体非结构网格作为计算网格。同时,对模型表面曲率较大之处以及边界层区域引入各向异性非结构网格[6],网格划分情况见图3。

图3 全弹计算网格图(δx=20°)

本文采用刚性运动网格技术[6]模拟全弹整体运动过程,令计算网格随弹体一起做整体刚性运动,根据运动参数直接给出计算网格,计算量小,并且可以保持初始网格质量,计算精度较高[6]。

1.4 仿真结果与分析

通过对全弹进行气动/运动一体化数值模拟,并结合风洞静态测力试验结果,分析不同滚转舵偏(δx=20°,30°,40°)对主动气动起旋过程的影响。

1.4.1 静态滚转舵效分析

定常流场计算是开始动态数值计算的基础。图4为不同舵偏角滚转力矩系数数值计算与风洞试验对比曲线图,图中,Cl为滚转力矩系数,δx为滚转舵偏角。如图4所示,δx≤20°时计算与试验结果吻合较好,相对偏差约1.5%;由于计算方法无法准确模拟大舵偏角时的舵面失速现象,滚转舵偏越大计算误差越大。同时,前置小翼对滚转舵效有一定影响,对δx=30°的情况,去掉前置小翼后舵偏产生的滚转力矩系数增大约5%。

图4 不同舵偏角滚转力矩系数CFD计算与试验对比

1.4.2 滚转舵偏对起旋过程的影响

图5为母弹起旋过程中不同舵偏角时母弹转速随时间变化历程,图中,t为时间;n为母弹转速,母弹的旋转方向由右手法则定义,在正滚转舵偏的情况下,母弹的旋转方向为负,转速对应为负值。由图5可知,在起始阶段转速迅速增加,同时滚转力矩逐渐降低;随着时间的推移,转速和滚转力矩的变化速度略有减缓。到t=0.5 s时,δx=20°状态时转速可达到-1 136.47 r/min;δx=30°时转速相对提高约45.2%,达到-1 650.67 r/min;δx=40°时转速为-1 985.22 r/min,相较δx=20°时转速相对增大约74.7%。

图5 不同舵偏角时转速随时间变化历程

图6为母弹起旋过程中不同舵偏角时滚转力矩系数随转速变化历程。如图6所示,随着转速的增加,相同转速下不同舵偏产生的滚转力矩的差量增大,即大舵偏角的滚转舵效随着转速增大而增大,这是由于转速增大时尾舵的当地迎角减小,因此尾舵背风面的分离情况会有一定的改善。

图6 不同舵偏角时滚转力矩系数随转速变化历程

1.4.3 初、末时刻尾舵附近的流态变化

弹体尾部的4片尾舵在旋转过程中同时具有驱动作用和主要的阻尼作用,因此需要研究尾舵附近流态在旋转过程中的变化。图7～图9为不同舵偏下t=0 s和t=0.5 s时刻的流线分布。可以看到,在初始时刻,尾舵背风面有较大面积的分离区,舵偏角越大,分离程度越强。与之相比,t=0.5 s时,由于存在一定的自旋速度,尾舵的当地迎角降低,背风面的流动分离大大减弱,这与图6的力矩变化趋势所揭示的规律是一致的。

综上所述,尾舵偏转产生的滚转力矩是影响转速的主要因素,同时由于大舵偏时存在舵面失速,滚转舵偏角在30°以上继续增大时,转速增加效果不再明显。为加快模型的自旋过程,增加尾舵展长是最行之有效的办法。这是因为增大展长能够有效提升尾舵效率并增大滚转力矩的作用力臂,同时,应在保持纵向操纵性能的前提下,尽量减少弹体表面的其他气动阻尼面。

图7 δx=20°时初、末时刻尾舵附近流态

图8 δx=30°时初、末时刻尾舵附近流态

图9 δx=40°时初、末时刻尾舵附近流态

2 离心抛撒子弹药弹道计算

为了验证主动气动起旋离心抛撒子弹药的性能,获取影响子弹药离心抛撒效果的母弹开舱条件,本文以小型杀爆子弹药作为研究对象,通过对不同开舱条件下子弹药弹道计算结果的对比分析,获得影响子弹药散布效果的规律。

母弹离心抛撒子弹药的开舱条件主要由母弹转速、开舱高度、飞行速度、弹道倾角和目标海拔高度等参数组成。子弹药的散布效果主要由子弹药散布中心射程、散布面积、散布图形均匀性等指标体现[7-9]。母弹的旋转方向对离心抛撒子弹药没有影响,由主动气动起旋过程计算可知,采用不同滚转舵偏角,母弹在主动气动起旋后0.5 s可达到的转速绝对值约1 000～2 000 r/min的转速,且弹体姿态平稳,此时子母战斗部舱开舱,子弹药受离心力作用将以不同的速度和角度抛撒出舱。设定母弹含有12个弹舱,每个弹舱装填18枚子弹药,共216枚子弹药。子弹药在弹仓内的布局如图10所示。

图10 子弹药在弹仓内布局示意图

2.1 计算模型

在各飞行阶段中子弹药的质量不变、仅受重力和空气阻力作用的质点受力系的简化条件下,子弹药三轴向弹道运动微分方程组如下:

(3)

式中:x,y,z;vx,vy,vz;Sx,Sy,Sz;Cx,Cy,Cz分别代表子弹药在弹道坐标系OXYZ三轴向的坐标位置、飞行速度、有效阻力面积、阻力系数函数;v0为子弹药初始速度;m为子弹药质量;n为母弹转速;r为母弹弹体半径;ρ为子弹药所在高度上的空气密度。采用四阶龙格库塔法求解弹道方程[10-11]。

2.2 计算结果与分析

2.2.1 子弹药散布中心射程分析

图11给出了不同开舱条件下X向射程随抛撒高度的变化曲线,图中,θ为弹道倾角,L为射程,h为抛撒高度。

图11 v=300 m/s,n=2 000 r/min,不同弹道倾角时抛撒高度与X向射程关系曲线

由图11可知,在母弹开舱离心抛撒子弹药时,弹道倾角越小、抛撒高度越高,子弹药抛撒中心射程越高。

2.2.2 子弹药散布面积分析

图12为不同弹道倾角时子弹药散布面积Sd随抛撒高度的变化曲线。

图12 v=300 m/s,n=2 000 r/min,不同弹道倾角时抛撒高度与子弹药散布面积关系曲线

图13为不同母弹转速时子弹药散布面积随抛撒高度变化曲线。

图13 v=300 m/s,θ=-30°,不同母弹转速时子弹药散布面积与抛撒高度关系曲线

由图12和图13可知,在母弹开舱离心抛撒子弹药时,母弹转速越高、弹道倾角越小、抛撒高度越高,子弹药的散布面积越大。

2.2.3 子弹药散布均匀性分析

图14为单位区域内不同弹道倾角子弹药散布落点图。

图14 n=2 000 r/min,h=500 m,v=300 m/s,不同弹道倾角子弹药散布落点

由图14可知,在母弹开舱离心抛撒子弹药时,弹道倾角越小,子弹药在单位区域内的散布越均匀;弹道倾角越大,散布边缘子弹药数越多,中心位置的子弹药数越少,子弹药散布落点的重复性越高。子弹药散布落点的图形均匀性受母弹弹道倾角的影响较大。

3 结论

本文主要研究结论如下:

①尾舵偏转产生的滚转力矩是影响转速的主要因素,在单位时间内,当来流条件和姿态角保持不变时,初始滚转舵偏所产生的滚转力矩越大,全弹达到的转速越高;在保持全弹纵向操纵性能的前提下,增加尾舵展长并减少弹体表面除尾舵外的其他气动阻尼面有利于加快全弹的主动起旋过程,提高转速。

②在离心抛撒子弹过程中,母弹的转速越高、开舱高度越高、弹道倾角越小,则子弹药的散布面积越大、散布图形越均匀;母弹的末端飞行速度越大,抛撒子弹药的中心射程越大;同时,通过调整全弹初始舵偏角和开舱条件,可实现子弹药散布面积与散布密度的可控调节。

③使用主动气动起旋离心抛撒技术可减少弹上抛撒机构设备,有效增加子弹药的装填数量,在提高作战使用效率的同时,降低了成本,提高了子弹药抛撒稳定性。该项技术的应用可为不同类型航空子母弹药的抛撒方案设计提供参考和借鉴。

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