導彈尾流對后彈體影響的CFD仿真分析*

孫振華,吳催生,徐東來

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471009)

0 引言

國內外對空空導彈尾噴流場進行了一定的研究,主要集中在導彈發(fā)射尾噴流對載機影響分析[1-2]、導彈尾噴流/彈體相互作用[3-4]、導彈尾噴流場結構[5]和導彈尾噴流羽焰特性[6]等,其中對導彈尾噴流/彈體相互作用影響研究側重于大攻角下導彈尾噴流對彈體氣動特性的影響分析,而尾噴流對彈體后端面的熱影響分析研究則很少見報道。為提高先進空空導彈的末端機動性,要求發(fā)動機工作時間加長,在一定飛行條件下導彈后端面長期處于受熱影響區(qū)域,有可能引起導彈結構的熱失效,導致飛行任務失敗,因此有必要研究導彈尾噴流對導彈尾部結構的熱影響規(guī)律。

在地面高空模擬點火試驗時,能夠模擬實際飛行高度,不能模擬飛行速度,與真實飛行情況有一定差異,且不能完全獲取流場的細節(jié),另外試驗費用也十分昂貴。為彌補高空模擬點火試驗的不足,文中通過采用CFD數(shù)值仿真的方法,對不同飛行條件和不同燃燒室內壓條件下導彈尾流進行數(shù)值模擬,獲得了影響導彈尾部后端面熱環(huán)境惡劣程度的規(guī)律,并與實際地面點火試驗和空中試驗進行對比。

1 模型建立

1.1 氣動模型

文中研究的空空導彈采用正常式氣動布局,發(fā)動機噴管為亞音速長尾噴管。為減小飛行時的底部阻力,在導彈尾端略有收斂。圖1為導彈尾部結構示意圖,主要結構參數(shù)數(shù)據(jù)見表1。

圖1 導彈尾部結構示意圖

表1 主要結構參數(shù)數(shù)據(jù)表

1.2 數(shù)值模擬

由于導彈尾噴流/來流相互作用是一個相當復雜的現(xiàn)象,為簡化計算,文中模型基于如下假設:

1)固體推進劑在燃燒室內部燃燒不充分,在導彈發(fā)動機尾噴流中會存在復雜的復燃現(xiàn)象,復燃程度隨推進劑成分和燃燒室壓力而異,文中簡化為純流動問題;

2)為增加推進劑能量,多添加金屬粉末,這樣不可避免造成尾噴流中含有大量的凝相和液相粒子,文中統(tǒng)一簡化為純氣相問題;

3)定壓比熱根據(jù)所計算導彈發(fā)動機內壓、推進劑組分和發(fā)動機結構參數(shù),經(jīng)過熱力計算參數(shù)得到,在尾噴流場中略有變化,但變化不大,在實際計算中視為常值。

采用CFD仿真軟件FLUENT6.0對所研究工況進行數(shù)值模擬。流場控制方程為三維N-S方程,計算過程選用耦合隱式方法。湍流模型為RNG k-ε二方程模型,在壁面附近采用非平衡壁面函數(shù)進行處理,適合于存在嚴重壓力梯度的分離、再附等流場,粘性系數(shù)由Sutherland公式確定。

計算網(wǎng)格共約121萬網(wǎng)格單元。圖2(a)為計算域整體網(wǎng)格,圖2(b)為導彈尾部局部網(wǎng)格示意圖。根據(jù)導彈發(fā)動機熱力計算,計算參數(shù)如表2所示。

表2 計算參數(shù)表

圖2 計算網(wǎng)格圖

仿真邊界條件包括:壓力遠場邊界、壓力入口邊界、無滑移固壁邊界條件、壓力出口邊界以及對稱面邊界等,見圖3。

圖3 邊界條件示意圖

2 計算結果及分析

影響導彈尾部壁面熱環(huán)境的因素包括來流馬赫數(shù)Ma、飛行高度H 和發(fā)動機內壓Pc等,文中計算了不同工況下尾噴流場來分析導彈尾部端面的流場參數(shù)分布情況,同時還對地面靜止點火試驗進行了數(shù)值模擬,以便和地面試驗結果進行對比。

為便于對不同計算狀態(tài)結果參數(shù)的比較,文中所分析的“壁面”參數(shù)(溫度、速度)均為距離尾噴管后端面5mm處的相應參數(shù)。

2.1 地面點火狀態(tài)數(shù)值模擬

針對地面點火試驗條件下進行流場仿真,取發(fā)動機燃燒室內壓Pc為5MPa,外界溫度為 300K,外界壓力為當?shù)卮髿鈮?其它計算參數(shù)參考表2進行選取。仿真等溫線結果如圖 4所示。由圖可見,發(fā)動機尾噴流在擴張段之后自由膨脹,但對尾噴管后壁面影響較小,所影響區(qū)域僅為擴展段尾壁面的非金屬段。圖5為導彈尾端面沿徑向溫度分布圖,尾噴管壁面溫度變化趨勢是由約1700K迅速降至外界溫度,圖中清晰顯示噴管尾部絕大部分壁溫與外界溫度相同,發(fā)動機尾流對導彈尾部壁面的熱影響僅為輻射傳熱,影響很小,地面試驗可以不予考慮壁面防熱措施。

2.2 飛行速度的影響

取高度為5km,導彈無攻角和側滑角,分別對飛行馬赫數(shù) Ma 為 0.7、1.2、1.75、2.3、3.0 、3.5 進行仿真計算。

圖6為不同來流馬赫數(shù)下導彈尾部沿徑向參數(shù)對比圖。從圖6(a)中可以看出,隨著馬赫數(shù)的增加,導彈尾壁最高溫度沿外徑方向外移,然后迅速降至某一相對較為固定溫度,該溫度隨飛行Ma增加而逐漸增大。在飛行Ma=2.3情況下,導彈尾壁溫度將達到600K;在飛行 Ma=3.5情況下,尾壁面溫度所有區(qū)域均超過1100K。另外隨著馬赫數(shù)的增加,導彈尾部收斂部位的熱環(huán)境將變得更加惡劣,但惡劣程度不及尾噴管壁面。從圖6(b)中可以看出,在亞音速條件下,導彈尾壁流速很低,基本處于滯止狀態(tài),在超音速條件下,尾壁出現(xiàn)漩渦,隨著馬赫數(shù)的增加,漩渦強度逐漸增加,但漩渦的位置基本保持不變,導彈尾部典型渦流示意圖如圖7所示,典型CFD仿真等溫線圖如圖8所示,可以看出整個導彈尾端面已處于整個燃氣回流中。

2.3 飛行高度的影響

在不同的高度、相同飛行馬赫數(shù)下,導彈尾壁處的氣流參數(shù)也有所不同。取飛行馬赫數(shù)Ma=2,無攻角和側滑角,分別對5km 、8km、10km、12km 、15km 高度情況進行了分析。

圖9為不同飛行高度下導彈尾部沿徑向參數(shù)對比圖。從圖9(a)中可以看出,飛行高度增加,導彈尾部熱環(huán)境變化程度相對較小,遠小于飛行Ma增加引起的變化。但基本變化規(guī)律是,在中低空條件下,隨著高度增加,噴管尾部壁面溫度在大部分區(qū)域反而有所降低。導彈尾部收斂部位在該飛行Ma下,基本與外界溫度持平,但當高度超過15km時,發(fā)動機燃氣噴流會影響到該區(qū)域,熱環(huán)境將變得更加惡劣。從圖9(b)可以看出,在中低空條件下高度對尾壁面附近流速變化影響不大。

圖9 不同飛行高度下導彈尾部沿徑向參數(shù)對比

2.4 燃燒室內壓的影響

對發(fā)動機工作內壓為5MPa和9MPa的情況進行了計算,發(fā)動機燃燒室總溫均取3200K,導彈飛行高度5km,飛行馬赫數(shù)Ma=2.5,導彈平飛狀態(tài)。

圖10為不同發(fā)動機工作壓力狀態(tài)下導彈尾部沿徑向參數(shù)對比圖。從圖10(a)中可得,隨著發(fā)動機內壓增加,導彈尾壁面溫度增高,在該計算狀態(tài)下,最高可達800K以上,但對導彈尾部收斂部位的熱環(huán)境不產(chǎn)生太大影響。從圖10(b)可得,燃燒室內壓對尾壁面附近流速變化影響不大。

圖10 不同發(fā)動機工作壓力狀態(tài)下導彈尾部沿徑向參數(shù)對比

3 試驗驗證

在地面點火試驗后僅在導彈發(fā)動機后端面有試驗后的煙熏痕跡,如圖11(a)所示,發(fā)動機尾噴流沒有回流進入導彈尾部端面區(qū)域,導彈尾部端面的溫度和速度都較小,尾部端面的金屬沒有受到發(fā)動機尾流的燒蝕和沖刷。實際地面點火結果與仿真結果非常相似,表明假設模型比較合理。分析認為底部熱流主要為熱輻射作用,可見熱輻射對熱流動的貢獻較小。根據(jù)數(shù)值仿真結果,飛行試驗前對導彈底部進行隔熱涂層保護。圖11(b)為飛行試驗后圖片,可以看到導彈尾部過燒現(xiàn)象明顯,涂層已經(jīng)受熱干化龜裂,有明顯火焰熏烤痕跡,且在導彈尾部收斂處形成4塊“月牙形”燒蝕區(qū)。該“月牙形”燒蝕區(qū)形成原因是由于在舵面之后氣流速度降低,壓力升高,發(fā)動機尾噴流回流能力消弱。地面試驗和飛行試驗結果與仿真計算均十分吻合,有效驗證了仿真的可信性。

圖11 試驗后發(fā)動機尾部圖片

4 結論

1)仿真表明,導彈后端面熱環(huán)境的惡劣程度與不同工作條件密切相關,隨飛行馬赫數(shù)和燃燒室內壓的增加而增大,但在中低空情況下飛行高度變化對其影響較小;

2)空中與地面試驗有較大的差別,發(fā)動機地面靜止點火的尾流場與空中發(fā)射的尾流場有較大差別,地面靜止點火結果不能代表空中情況,CFD仿真能夠準確模擬不同狀態(tài)下的噴流情況,仿真結果與試驗現(xiàn)象吻合;

3)在未來先進空空導彈設計時,需要重視尾部熱流環(huán)境分析,必要情況下須對導彈尾部端面進行熱防護設計。

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