【装备理论与装备技术】

低空干扰弹气动仿真与优化

鲜 敏1,郭向向2,田建立2,邱江平3

(1.海装广州局, 广州 510200; 2.山东特种工业集团有限公司, 山东 淄博 255201;3.重庆长江电工工业集团有限公司, 重庆 401336)

摘要:针对攻击舰艇的反舰导弹设计了一种复合干扰火箭弹,对雷达、红外以及雷达/红外复合制导的反舰导弹进行干扰,实现舰艇的自我防御。根据战技指标要求设计了干扰弹的外形结构,仿真分析了不同结构外形对气动特性的影响,用正交试验法选出了最优的结构方案,验证了设计的干扰弹弹道满足弹道要求。

关键词:复合干扰弹;结构设计;外形优化;仿真分析

海面舰艇作为海军的主要装备,其具有目标尺寸大,防护能力较弱,机动性能差,造价昂贵等特点,因此其生存能力一直是各国专家着力解决的问题。舰艇受到最大的空中威胁是具有精确打击能力的反舰导弹,现代反舰导弹在攻击样式多样、末端攻击速度、制导方式等有了很大的提高,要想防御反舰导弹多批次、多方位的饱和攻击,应采用软、硬防御相结合的方式[1]。本文主要研究软武器系统的干扰作用,目前国外反舰导弹制导方式多采用主动雷达制导,还有红外成像制导,并向雷达/红外复合制导的方向发展。反舰导弹末端制导系统工作时离舰船已经非常近,此时是舰艇防御的最后时机,因此设计一种装备在舰艇上的低空复合干扰弹。当探测到敌方反舰导弹末端制导开机以后,在合适的时机将复合干扰剂抛洒到舰艇周围,形成烟幕墙,对雷达、红外成像以及复合制导的反舰导弹进行干扰,舰艇趁机回转机动。

初步设计一种亚音速飞行的火箭弹,射程在0.5~1 km,最大射高300~500 m,在200~500 m高度范围开仓抛洒干扰剂。装有烟幕子弹和箔条束的子母战斗部抛洒后,形成宽度:30~40 m,高度:40~50 m的烟幕墙,从而达到干扰目的。干扰弹外形结构是总体设计中很重要的一个环节,通过仿真优化确定干扰弹的外形结构。

1 干扰弹的外形方案

干扰弹的头部体积相对整体来说比较小,头部形状应采取较大的容量的结构方案,而且干扰弹的飞行速度区间在低亚音速范围内,参考低亚音速范围内的空气动力特性,以及加工工艺方面的因素,综合考虑头部形状略钝的曲线母线形、半球形、球头截锥形头部这3种方案比较适合[2],图1为不同头部形状结构图。

图1 不同头部形状

为了装备尽量多的干扰剂,战斗部体积相对来说较大一些,在弹径一定的情况下,弹体长细比应大一些,但是长细比越大稳定性越差[3],选择长细比分别为λ=8、8.5、9的3种结构方案进行分析。

干扰弹飞行区间是低空亚音速范围,选用尾翼稳定的方式,尾翼采用升阻比相对较大的无后掠角的矩形翼,为了充分利用弹体空间、安装方便设计成刀型,图2为刀型翼示意图。同时考虑飞行稳定性,翼片数在4~8片的范围选择。

图2 翼片的结构简图

2 气动特性仿真分析方法

2.1 网格模型的建立

首先建立干扰弹的几何模型,然后划分计算域,本次仿真计算时的计算域是由长度为10倍弹长,半径为干扰弹直径加尾翼展长的20倍的圆柱体与干扰弹外表面所组成的区域。采用的网格形式为一种混合网格,即用分块对接的方式将计算域分成若干区域,再根据各个子块的结构特征选取不同的网格划分策略,共划分约70万体单元,弹体表面网格如图3所示。

图3 弹体表面网格划分

2.2 边界处理

边界条件:弹体表面使用无滑移绝热壁面边界的固体壁面(wall),用于限定流体和固体区域;计算区域用压力远场边界条件(pressure-far-field),用于模拟无穷远处的自由可压流动,选用此边界条件时气体的密度通过理想气体来定义[4]

来流条件:自由来流条件为标准大气条件,压 强 p0=101 325 Pa,温度 T0=298 K。

计算条件:来流马赫数Ma=0.1、0.2、0.3、0.4、0.5、0.6;攻角α=0°、1°、2°、3°、4°

2.3 数值计算方法

在流体仿真计算时要遵守三大守恒定律:质量守恒定律、动量守恒定律和能量守恒定律[5]。当流动处于湍流状态时,还要考虑湍流方程的约束问题。

采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型,S-A模型是一个相对简单的单方程模型,只求解一个有关涡粘性的输运方程,比较适用于具有壁面限制流动的流动问题,计算量相对较小[6]

离散格式:采用二阶迎风格式,利用2个上游单元的物理量来确定控制体积单元的物理量,这种格式精度较高。

2.4 仿真计算及结果分析

经计算流体力学仿真分析,图4为不同头部形状下阻力系数随马赫数变化的曲线,图5为升阻比随马赫数变化的曲线。从阻力系数和升力系数变化曲线看出,球头截锥形和曲线母线形头部两种方案相对较好。

图4 阻力系数随马赫数变化的曲线

图5 升阻比随马赫数变化的曲线

仿真分析后得到长细比λ=8、8.5、9三种条件下,升阻比随马赫数的变化曲线如图6所示,稳定储备随马赫变化曲线如图7所示。升阻比变化的3条曲线非常接近,可见在亚音速范围内长细比对升力的影响不大,长细比对干扰弹的静稳定性影响比较大,但3种结构稳定储备量在15%~23%,具有良好的尾翼稳定性,因此3种长细比的干扰弹都满足稳定要求。

图6 升阻比(CL/CD)的变化曲线

图7 稳定储备量(T)的变化曲线

由仿真得到具有2对、3对、4对翼片的干扰弹结构,升阻比随马赫数的变化曲线如图8所示,稳定储备量随马赫数的变化如图9所示。由图可以看出随着翼片的增加升阻比增加,四对翼片的结构升阻比最大。随着翼片对数的增加干扰弹稳定储备量增加,稳定储备量在15.6%~24.0%,满足稳定性要求。

由以上仿真分析可知,单从一方面考虑,球头截锥形和曲线母线形头部2种方案、长细比λ=8的结构方案、尾翼选择4对尾翼片的结构较优。弹体结构最终选择并不单单是几种方案的简单堆砌,受多种因素影响的,需进行多种验证选择出最优结构。

图8 升阻比(CL/CD)的变化曲线

图9 稳定储备量(T)的变化曲线

3 气动外形参数优化

正交试验法是一种比较科学的试验方法,它利用一套规格化正交表来设计计算方案和分析试验结果,在比较多的试验中,选出少数几个代表性强的试验条件,并通过这几种试验的数据,找到最优的方案[7]。本节采用3因素三水平试验,以一个立方体表示3个因素的选优区,任一因素均为3个水平,则将立方体划分为了27个格点,在图上表示为27个“.”均为立方体内的点,如图10所示。选择图10中标记的9个点可使选优区内的基本情况得到非常全面的展现[8]

图10 3因素3水平试验的均衡分散立体图

对于头部形状半球形、球头截锥形、曲线母线形分别记为A1A2A3,3种不同的长细比λ=8、8.5、9分别记为B1B2B3,不同的尾翼对数:2对、3对、4对分别记为C1C2C3。则采用正交试验法的9个试验点分别为:方案(1)A1B1C1、方案(2)A2B1C2、方案(3)A3B1C3、方案(4)A1B2C2、方案(5)A2B2C3、方案(6)A3B2C1、方案(7)A1B3C3、方案(8)A2B3C1、方案(9)A3B3C2

通过对以上9组情况进行仿真计算,分析9种组合对升阻比CL/CD和稳定性影响,从而获得最佳的组合。在攻角α=4°时,图11稳定储备量随马赫数的变化曲线,图12为不同的试验方案下火箭弹的升阻比对比曲线。

图11 稳定储备量(T)的变化曲线

图12 升阻比变化曲线

分析可知方案(3)、方案(5)、方案(7)稳定储备量最高,且均是具有四对尾翼片的方案,可以看出长细比λ=8.5的方案稳定储备量相对比较高一些,头部形状对稳定储备量的影响较小,球头截锥形和曲线母线形两种方案较好一些。方案(5)、方案(7)的升阻比最大,方案(3)次之,从升阻比方面来看最优组合的选择和稳定性选择的一样,采用具有4对尾翼片、长细比λ=8.5、头部形状为球头截锥形或曲线母线形的方案。由于曲线母线形的头部较长一些,所以选择球头截锥形。采用正交试验法最终选择的方案是头部采用球头截锥形、长细比λ=8.5、4对尾翼片的结构。

对优选出的干扰弹的结构进行仿真计算,计算来流条件为:马赫数Ma=0.1、0.2、0.3、0.4、0.5、0.6;攻角α=0°、1°、2°、3°、4°。由仿真计算的出不同攻角下,阻力系数随马赫数的变化如图13所示,升阻力随马赫数的变化如图14所示,稳定储备量如表1所示。

图13 阻力系数(CD)随马赫数的变化曲线

图14 升阻比(CL/CD)随马赫数的变化曲线

表1 不同马赫数、攻角α下的稳定储备量

Ma0°1°2°3°4°0.10.2380.2360.2340.2310.2290.20.2400.2370.2340.2320.2300.30.2410.2390.2360.2340.2310.40.2440.2410.2390.2360.2330.50.2480.2450.2420.2400.2370.60.2530.2500.2470.2440.242

由图13、图14可看出随马赫数的增加,阻力系数的和升阻比的变化符合一般变化规律,均能满足要求;干扰弹的稳定储备量(T)在22.9%~25.3%,满足干扰弹的静稳定性要求。

4 弹道分析验证

采用质点弹道计算方法,仿真验证在不同射角下干扰弹的弹道特性,验证能否满足开仓抛洒干扰剂的指标。

射角:50°~85°仿真条件:标准气象条件。

通过仿真得到在不同射角下的速度-时间曲线和不同射角下的射程-射高曲线分别为图15和图16所示。

图15 不同射角下的速度-时间曲线

图16 不同射角下的弹道射程-射高曲线

干扰弹不同射角下速度随时间的变化曲线,可以看出0.32 s时发动机推进剂燃烧完全,此时速度达到最大值 200 m/s,然后速度先减小后增大,在射高最大处速度最小;在同一时间下,速度随着射角的增大而减小,符合一般的弹道速度变化规律。由图16看出不同的射角下,随着射角的增大射程减小,最大射高增大。在射角50°时最大射高最小482 m,射角85°时最大射高744.9 m。在射角50°时射程最大1 055.9 m,在射角85°时射程最小174.3 m。可将将开仓点设置上升段的200~500 m高度范围能满足一般舰艇的要求,仿真分析验证满足抛洒干扰剂的指标要求。

5 结论

根据反舰导弹的制导方式,设计一种低空干扰火箭弹。首先根据战技指标设计干扰弹的外形结构,然后进行流体力学仿真得到所选方案各有优缺点,通过正交试验法确定球头截锥形、长细比λ=8.5、四对尾翼片的结构方案最优,最后验证所选结构满足战技指标要求。

参考文献:

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[8] 沈丽琴,桂涛.注塑工艺参数优化的正交法应用实例[J].电子机械工程,2010,26(4):39-42.

Aerodynamic Simulation and Shape Optimization of the Low-Altitude Jamming Projectile

XIAN Min1, GUO Xiangxiang2, TIAN Jianli2, QIU Jiangping3

(1.Guangzhou Bureau of Navy, Guangzhou 510200, China; 2.Shandong Special Industry Group Company Limited, Zibo 255201, China;3.Chongqing Changjiang Electric Industry Group Company Limited, Chongqing 401336, China)

Abstract: A composite jamming rocket is designed for the ship’s incoming target anti-ship missile, which interferes with radar, infrared, and radar/infrared composite guided anti-ship missiles to achieve final self-defense. First, the shape structure of the jamming bomb is designed according to the requirements of combat technology indicators. The effect of different structure shapes on the aerodynamic characteristics was analyzed using simulation software. The optimal structural scheme was selected by the orthogonal test method. Finally, it verified that the jamming trajectory meets the requirements of combat technology indicators.

Key words: compounded jamming projectile; structural design; aerodynamic shape optimization; simulation

doi: 10.11809/bqzbgcxb2021.04.021

收稿日期:2020-05-29;修回日期:2020-07-15

作者简介:鲜敏(1970—),男,主要从事武器装备监造研究,E-mail:1512293655@qq.com。

通信作者:邱江平(1991—),男,主要从事干扰弹总体结构设计研究,E-mail:519492398@qq.com。

本文引用格式:鲜敏,郭向向,田建立,等.低空干扰弹气动仿真与优化[J].兵器装备工程学报,2021,42(04):113-117.

Citation format:XIAN Min, GUO Xiangxiang, TIAN Jianli, et al.Aerodynamic Simulation and Shape Optimization of the Low-Altitude Jamming Projectile[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2021,42(04):113-117.

中图分类号:TJ76

文献标识码:A

文章编号:2096-2304(2021)04-0113-05

科学编辑 冯斌 博士(南京理工大学)

责任编辑 周江川