舵控火箭靶弹的气动分析

 程登华，曹红松

 （中北大学机电工程学院，山西  太原  030051）

摘要：在无控火箭靶弹的基础上，加装控制舵片改装为有控火箭靶弹。建立简化的舵控火箭靶弹三维模型，并利用数值计算的方法采用Fluent软件对火箭靶弹的气动特性进行了仿真分析。通过仿真得到弹加尾翼（无控）和全弹（弹十翼十舵，有控）的气动参数在舵偏角为00时随攻角、马赫数的变化规律，以及不同舵偏角下的压力云图。

关键词：舵控火箭靶弹；压力分布；仿真分析中图分类号：TP391.7：TJ415  

0  引言

 火箭靶弹研制一般有3种途径，即利用现役或待退役的火箭改装、利用现役或待退役的导弹改装和进行专门的研制。结合我国的实际情况，利用技术成熟的大射程火箭弹改装成中高空超音速靶弹是一种省时省力的方案。目前，火箭靶弹系统的改进方向主要是改善飞行弹道特性、延长滞空时间、实现准平飞和实施末端机动。本文研究的是在无控大射程火箭弹的基础上加装简易控制装置，将其改装成有控火箭靶弹，并利用Fluent软件对弹加尾翼（无控）和全弹（即弹十翼十舵，有控）进行气动特性分析。

1  火箭靶弹有限元模型的建立

1.1  火箭靶弹三维模型

 图1为无控火箭靶弹三维模型。在无控火箭靶弹的基础上加装控制舵片，改装成如图2所示的有控火箭靶弹。

1.2数值计算

 流体力学的数值模拟即从流体力学的基本方程出发，将流动的数学模型离散和代数化，通过模拟得出流场特征，再用积分的方法解算出流体的各种力学参数。模拟的特点是以离散解的形式描述流体运动区域的流动特征。数值计算的长处是适应性强、应用范围广，可以很方便地解决自变量多、条件复杂的问题，不受实验中固有约束条件（风洞壁面干扰、支架干扰）的影响，且可以快速模拟大范围马赫数下的流动现象。因此，数值计算和风洞实验结合起来能较好地解决各种复杂的流动问题。

 本文研究的模型马赫数范围较大且攻角较多，为了尽快获得所需气动参数和流动特性，运用Fluent软件对无控和有控火箭靶弹在不同马赫数、不同攻角和不同舵偏角情况下的气动特性进行了仿真计算，研究舵面对火箭靶弹气动特性的影响规律。

1.3仿真条件及网格模型

 仿真模型的弹体、舵面和尾翼表面采用无滑移固壁( wall)边界条件，计算区域的人口、出口和外边界均采用压力远场边界条件，气体模型为理想气体模型，动力黏度计算采用萨兰德定理，温度T及压强P取海平面条件，即T=288 K，P=101 325 Pa。所有的计算都通过并行计算完成。

 本次仿真的模型共有4组，每组模型只使用一套网格，都由Fluent软件自带的前处理软件生成。4组模型的计算区域相同，即：长为15倍的弹长，直径为20倍的弹径的圆柱体。其中，前场计算区域为5倍弹长，后场区域为10倍弹长。划分网格时采用多种网格技术，网格数在150万～180万之间。

2仿真分析

 在舵偏角a=00，攻角δ为00、20、40、60、80，马赫数Ma为0.5～6间变化时，分析火箭靶弹的气动参数随攻角、马赫数的变化规律。

2.1  阻力系数

 图3为不同攻角下全弹阻力系数随马赫数的变化曲线，图4为不同攻角下弹加尾翼和全弹的阻力系数随马赫数的变化曲线。

 由图3可以看出，在同一攻角下，全弹的阻力系数随马赫数的增大先增大，在马赫数为1.2附近达到最大值，之后又随马赫数的增大而减小，这主要是因为在跨音速附近，弹体、舵面和尾翼都将产生激波，各部分附加的激波阻力使全弹的阻力迅速增大，当速度继续增加时，激波向斜激波过渡，使得波阻开始有所下降，从而使全弹阻力系数开始降低；在小攻角范围内，随攻角的增大，攻角引起的诱导阻力也随着增大，使得全弹阻力系数也随之增加。由图4可知，弹加尾翼与全弹的阻力系数随马赫数的变化规律基本相同，在不同攻角下，全弹的阻力系数都大于弹加尾翼的阻力系数，这是由舵面产生附加的阻力引起的；在小攻角条件下，随着攻角的增加，舵面引起的诱导阻力随之增大，弹加尾翼的阻力系数与全弹的阻力系数之间的差距也越来越大。

2.2升力系数

 图5为不同攻角下全弹的升力系数随马赫数的变化曲线（当攻角为00时，升力系数基本为零，所以此处不做考虑）；图6为攻角δ=40时弹加尾翼和全弹的升力系数随马赫数的变化曲线对比。

 由图5可以看出，在不同攻角下，全弹的升力系数随马赫数的变化规律相同，呈现先增加后减小的变化趋势，在跨音速区域附近达到最大值；另外，在同一马赫数下，随着攻角的增大，全弹升力系数也随之增大，这是由于攻角的存在将引起弹箭上下表面的压力分布不对称，而这种不对称随着攻角的增大而增大。由图6可知，弹加尾翼与全弹的升力系数随马赫数的变化规律相同，在相同攻角下，全弹的升力系数比弹加尾翼的升力系数整体要大（这说明舵片的存在可以增加全弹的升力，为火箭靶弹滑翔飞行提供平衡重力的升力），这个差值在跨音速范围内比超音速范围内要更大，这与跨音速范围内激波的变化有关。

2.3  俯仰力矩系数

 图7为不同攻角下全弹的俯仰力矩系数随马赫数的变化曲线（当攻角为00时，俯仰力矩系数基本为零，所以此处不做考虑）；图8为攻角δ=40时弹加尾翼和全弹的俯仰力矩系数随马赫数的变化曲线对比。

 由图7可以看出，不同攻角下，全弹的俯仰力矩系数随马赫数的变化规律相同，其绝对值整体都呈现减小的变化趋势，随着马赫数的增加，减小趋势变缓；在跨音速区域俯仰力矩系数出现波动，其波动的幅度随攻角的增大而增大，这与跨音速区激波的不稳定和弹头对舵片的激波影响随攻角变化等因素有关。由图8可以看出，弹加尾翼与全弹的俯仰力矩系数随马赫数的变化规律基本相同，只是在跨音速段的变化规律有所不同；弹加尾翼的俯仰力矩系数绝对值整体比全弹的系数大，这是因为舵面在火箭靶弹的质心之前，提供的俯仰力矩为正值，是使攻角增大，而尾翼弹的俯仰力矩系数为负值，是使攻角减小。

3流场的压力分布

 图9、图10为a=00、马赫数为1.5时无舵和有舵火箭靶弹在弹体纵向平面内的压力分布云图。

 由图9、图10可知，无舵弹体的上下区域流场分布出现不对称，上边区域的压力明显比下边区域的压力小，且主要分布在容易生成激波的弹头段和尾翼段；有舵火箭靶弹，在有攻角与无攻角时上下区域流场的压力分布情况和无舵火箭靶弹的流场分布相似，但是在位于舵面附近的上下区域的压力分布比无舵时有较大的变化，其舵片前缘出现高压区，且压力明显比后缘的高。所以，攻角的存在引起了火箭靶弹弹体上下区域压力的不对称，这种不对称使火箭靶弹产生升力和俯仰力矩；同时，舵片的存在改变了火箭靶弹的气动特性。

 图11～图13为马赫数为1.5时不同攻角和舵偏角下舵片截面平面内（平行于弹体纵向平面，距纵向平面170 mm)压力分布云图。

 图11～图13可知，在马赫数为1.5时，无论有无攻角和舵偏角，舵前缘都出现了激波，波后气流速度下降，且迎风面气流压缩强烈；在舵偏角a=0  时，攻角的存在引起舵片被风面出现明显的低压区；在相同攻角下，舵偏角的存在使舵片的下表面的压力明显大于上表面的压力，舵片上下表面的压力差距越大，高压区范围也越大。所以，攻角和舵偏角都可以使舵片的上下表面出现压力差，这个压力差将产生升力，但舵片在产生升力的同时，由于舵前缘的气流压缩，也会增大全弹的阻力。

4结束语

 本文建立了火箭靶弹有限元模型，并利用fluent软件进行了仿真分析，通过仿真得到弹加尾翼和全弹（即弹十翼十舵）的气动参数在舵偏角为00时随攻角、马赫数的变化规律，并对不同舵偏角下的压力云图进行了分析，为火箭靶弹的外形设计和优化提供了参考依据。