1 引言
火箭橇试验是将被试品与火箭发动机装载于火箭橇体上，在火箭发动机推力作用下，被试品和火箭橇在专用高精度滑轨[1-2]上被加速至试验要求的特定速度或加速度等各种不同的环境条件下运行，模拟被试品真实工作状态的高动态地面试验。
我国现有火箭橇试验平台包括单轨火箭橇[3-4]、双轨火箭橇和翼型火箭橇[5-6]三种结构型式。其中，双轨火箭橇以其负载重、抗扭转的优点广泛应用于中、大质量战斗部的终点效应火箭橇试验中。双轨火箭橇一般设计立柱以将被试品固定在火箭橇前部的一定高度，此高度根据被试品质量、外形参数和试验要求设计，根据被试品的长度、接口位置确定立柱的数量和分布。运行速度800 m/s的双轨火箭橇可用以实施引战系统的高速侵彻试验，其立柱由支撑板和封板焊接而成，各立柱形制基本相同，在立柱中间位置设计有横梁，增加立柱的刚度，并在前立柱前设计整流结构以减小气动阻力。火箭橇在沿滑轨运行过程中，战斗部周围流场受到火箭橇和地面效应[7]的影响，与其自身飞行环境有一定差别。而前立柱横梁作为火箭橇系统中距离被试品较近的部件，对横梁和被试品之间气流产生一定阻塞作用，其尾缘激波又延伸至被试品，对被试品的气动特性影响较大，进而影响到被试品固定装置—爆炸螺栓[8]的安全系数、火箭橇运行的稳定性和被试品在弹橇分离后的飞行姿态。张晨辉等[9]通过对双轨火箭橇开展分离时空位置优化设计研究，达到了弹橇无干涉分离、战斗部攻角控制偏差≤±0.5°的目标，但未开展火箭橇自身外形因素对其影响的研究。
本文中以某战斗部及其适配双轨火箭橇为研究对象，通过仿真手段研究前立柱横梁对800 m/s速度下火箭橇系统气动特性的影响。由于被试品与火箭橇的接口位置直接决定了横梁的航向位置，横梁的截面形状由火箭橇设计所需刚度决定，所以本文中主要分析了其安装高度变化对横梁周围流场及被试品气动特性的影响，给出了安装高度与被试品质心系数的设计对照表。
2 研究对象
研究对象为导弹引战系统800 m/s终点效应火箭橇试验用双轨火箭橇，火箭橇通过滑靴与轨道滑配合，橇体前部上方装载战斗部，橇体后部装载火箭发动机。本文中研究的火箭橇前部结构如图1所示。战斗部总长L，直径0.18L，整体安装角度为0°，通过卡环与立柱用爆炸螺栓连接固定在火箭橇上，限制战斗部的航向和竖向位移。两道结构形式相同的立柱与底盘焊接连接，为了保证火箭橇运行时的刚度，横梁设计为截面0.048L×0.020L的矩形空心结构，并在前立柱前端设计有顶角30°的等腰三角形整流结构以减小火箭橇在运行过程中所受气动阻力。为兼顾火箭橇运行安全性和减小地面效应对战斗部的影响，将前立柱高(hlz)设计为0.32L，h为前立柱横梁安装高度，如图2所示。
图1 研究对象的火箭橇前部结构图
Fig.1 Front structure of the rocket
图2 研究对象前视图
Fig.2 Front view of the research object
本文中均匀设置了0.12L、0.14L、0.16L、0.18L、0.20L等5种不同的横梁安装高度做详细分析。
3 数值方法
本文中对研究对象进行了大气压强1 atm，环境温度15 ℃，运行速度800 m/s条件下的数值仿真。由于火箭橇与计算流场均为对称结构，取其一半进行计算。流体域约为四分之一的圆柱外形，保留了火箭橇滑轨大体形状，火箭橇位于整个流体域靠前的适当位置，如图3所示。对计算区域作四面体网格划分，火箭橇附近采用局部网格加密处理。网格单元数量1 980万，战斗部及火箭橇表面网格划分情况如图4所示。
图3 计算流场
Fig.3 Flow field
图4 流场网格
Fig.4 Mesh of the flow field
对该流场进行稳态求解，湍流模型采用SST湍流模型，空间离散采用有限体积法中心差分格式，时间离散采用二阶向后差分的欧拉格式。
入口给定速度、静压、静温和湍流强度，出口给定超音速边界条件；远场给定绝热、自由滑移边界条件；地面及滑轨设施壁面给定绝热、无滑移边界条件，并给定速度；战斗部和橇体壁面给定绝热、无滑移边界条件；对称面给定对称边界条件；初始条件给定速度、静压、静温和湍流强度。当收敛残差降至10-5以下或监测量在较长时间步下维持同一数值水平不变时认为收敛。
4 结果与讨论
4.1 横梁周围流场特性分析
不同横梁安装高度时横梁绕流流线图如图5所示。图中，横梁截面上方楔形物体的包络线为前立柱斜梁与最外侧竖梁的交线，上斜线和直线为外侧的面的交线，下斜线和直线为内侧的面的交线。横梁整流上沿的绕流角度(向上流动时角度为正)和横梁整流下沿的绕流角度与横梁安装高度的关系如图6所示。可以看出，由于被试品(战斗部与卡环)弓形激波与地面效应的影响，前立柱横梁整流结构上沿的绕流角度比下沿小，随着横梁上移，被试品弓形激波的影响逐渐增强，横梁整流来流角度减小，并由正值转为负值，其中，h为0.14L时来流角度最接近0°，横梁周围流场对称性最高。
图5 横梁绕流流线图
Fig.5 Streamlines of flow around the beam
图6 横梁整流绕流角度与横梁安装高度的关系
Fig.6 Relationships between the flow angle around the rectifier and installation height of the beam
不同横梁安装高度下流场对称面的静压云图如图7—图11所示。在前立柱横梁整流楔尖前方约0.054L位置出现火箭橇的脱体激波，火箭橇的脱体激波与被试品的脱体弓形激波相交在被试品下部形成另一道激波，随着横梁的上移，此激波前移的同时曲率减小。随着h的增大，横梁整流的最高压力点从整流结构下沿逐渐向上沿移动，最高压力值的变化趋势为先增大后减小，其中，h为0.18L时前立柱横梁整流头部静压最高。由于整流结构与横梁连接处的折转，使折转后气流的静压受到微弱扰动，形成了局部低压区，下折转处低压区域大于上折转低压区域。在不同安装高度下，横梁尾部上行激波均延伸至被试品表面，影响被试品的气动特性。
图7 h=0.12L时对称面静压云图
Fig.7 Pressure contour of symmetry under h=0.12L
图8 h=0.14L时对称面静压云图
Fig.8 Pressure contour of symmetry under h=0.14L
图9 h=0.16L时对称面静压云图
Fig.9 Pressure contour of symmetry under h=0.16L
图10 h=0.18L时对称面静压云图
Fig.10 Pressure contour of symmetry under h=0.18L
图11 h=0.20L时对称面静压云图
Fig.11 Pressure contour of symmetry under h=0.20L
4.2 横梁安装高度对被试品气动特性的影响
270°方向被试品头部至前立柱横梁尾缘上行激波在被试品表面反射位置的相对静压的航向变化曲线如图12所示，其中，Xc为被试品表面270°方向点至被试品头部顶点的航向投影距离与战斗部总长L的比值，角度标示见图2。被试品头部表面压强下降梯度剧烈，并产生流动分离，出现小范围低压区，低压区之后静压继续下降，直至被试品激波与火箭橇激波相交形成的激波与被试品接触点，静压突跃上升，且突跃位置随着横梁安装高度的增大而前移；激波与被试品接触点至前卡环前端面(Xc=0.285)区域受到流道变窄的影响，静压有所升高，此区域内静压值随着横梁安装高度的增大而增大；在前卡环前端面处产生流动损失，静压最大值位于被试品与前卡环前端面的接触点；前端面至后端面(Xc=0.330)静压基本呈下降趋势；后端面下游约0.018L处横梁整流尾激波作用在被试品表面，静压出现小幅回升；之后静压下降，直至横梁尾缘上行激波延伸至被试品表面。
图12 270°方向被试品头部至横梁尾缘上行激波在被试品反射位置的静压曲线
Fig.12 Pressure curves of the test object from head to the location of upward shock of the beam trailing edge reflected on the surface at 270°
用前立柱横梁对被试品270°方向相对静压的影响区域的长度与L的比值将影响区域无量纲化，其与横梁安装高度的关系如图13所示。从图中可以看出，影响区域随着安装高度的增大呈线性减小趋势。
图13 横梁安装高度与被试品270°方向压力被横梁影响区域的关系
Fig.13 Relationship between installation height of the beam and influence range of the beam on pressure of the test object at 270°
被试品所受气动升力、气动压心与质心的相对位置作为火箭橇设计的关键因素直接影响爆炸螺栓约束的安全性和弹橇分离后被试品的飞行姿态。
被试品所受气动升力与h的关系如图14所示。从图中可以看出，随着h的增大，被试品气动升力呈线性增大。经分析，被试品气动升力远大于重力，爆炸螺栓的工作载荷随被试品所受气动升力的增大而增大，使得爆炸螺栓安全裕度减小。
图14 被试品气动升力与横梁安装高度的关系
Fig.14 Relationship between aerodynamic lift of the test object and installation height of the beam
被试品气动压心位置与质心位置的距离决定了各爆炸螺栓的工作载荷的平均程度和弹橇分离后被试品飞行姿态是否稳定。将气动压心系数Xcp定义为被试品气动压心至被试品头部顶点距离的航向投影与L的比值。图15给出了h与Xcp的关系。从图中可以看出，Xcp随着前立柱横梁安装高度的升高而减小，原因是横梁距被试品越近，其对被试品越靠前的区域提供气动升力越大，从而使得被试品气动压心向前移动。h从0.16L变化至0.18L时Xcp减小程度最大，即在此区间内Xcp对h变化最敏感。根据已知的被试品质心位置，可选择适用的前立柱横梁安装高度h，使得压心位置与质心位置接近，平均火箭橇运行过程中各爆炸螺栓的工作载荷，稳定弹橇分离后被试品的飞行姿态，据此得出的h与质心系数Xcg设计对照表如表1所示。其中，Xcg定义为被试品质心至被试品头部顶点的航向距离与L的比值。
图15 被试品气动压心系数与横梁安装高度的关系
Fig.15 Relationship between pressure center coefficient of the test object and installation height of the beam
表1 横梁安装高度与质心系数设计对照表
Table 1 Installation height design table of the beam corresponding to mass center coefficient
Xcgh<45.71%0.12L45.71%～45.84%0.12L～0.14L45.84%～47.31%0.14L～0.16L47.31%～47.41%0.16L～0.18L47.41%～47.67%0.18L～0.20L>47.67%0.20L
5 结论
通过5种前立柱横梁安装高度、运行速度800 m/s的典型双轨火箭橇流场的数值分析，得出以下结论：
1) 随着横梁上移，被试品弓形激波对前立柱横梁周围流场的影响逐渐增大，h为0.14L时横梁周围流场对称性最高。
2) 横梁整流楔尖前方约0.06L的火箭橇激波与被试品激波相交在被试品下部形成另一道激波。随着横梁的上移，此激波向前移动且曲率减小，横梁整流的最高压力点从下沿向上沿移动，最高压力值先增大后减小，其中，h为0.18L时静压最高。
3) 前立柱横梁整流结构头部、尾部以及横梁尾缘上行激波均延伸至被试品270°方向，随着h的增大，被试品激波与火箭橇激波的相交激波前移，相交激波与前卡环前端面之间区域静压升高，静压受影响区域呈线性缩短。
4) 被试品气动升力远大于重力，爆炸螺栓承受拉力。随着h的增大，气动升力呈线性增大，爆炸螺栓安全系数减小；压心系数Xcp减小，且在h=0.16L～0.18L最敏感。得出了以平均火箭橇运行过程中各爆炸螺栓工作载荷、稳定弹橇分离后被试品飞行姿态为目的的h与质心系数Xcg设计对照表。
[1] 杨兴邦.XB高精度火箭橇试验滑轨[J].中国工程科学,2000,2(10):98-104.
Yang X B.XB high accuracy rocket sled test track[J].Engineering Science,2000,2(10):98-104.
[2] 王健，吴军基，陶钢.高精度火箭橇试验轨道随机不平顺分析[J].航空精密制造技术，2009,45(05):32-35.
Wang J,Wu J J,Tao G.Stochastic irregularity analysis on high accuracy rocket sled test track[J].Aviation Precision Manufacture Technology,2009,45(05):32-35.
[3] 夏洪利,范坤,田建明.单轨火箭橇滚转效应预示方法[J].兵器装备工程学报,2019,40(05):47-51.
Xia H L,Fan K,Tian J M.Research on rolling effect predictable method of monorail rocket sled[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2019,40(05):47-51.
[4] 杨珍,范坤,胡兵,等.超声速单轨火箭橇动态载荷预示技术研究[J].兵器装备工程学报,2019,40(03):247-251.
Yang Z,Fan K,Hu B,et al.Study on dynamic load prediction of the supersonic monorail rocket sled[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2019,40(03):247-251.
[5] 周学文,景建斌,田建明.惯导装置精度试验火箭橇弹道设计[J].导航与控制,2015,14(06)：14-20.
Zhou X W,Jing J B,Tian J M.Ballistic design of the rocket sled on INS accuracy testing[J].Navigation and Control,2015,14(06)：14-20.
[6] 张传侠,吕水燕,谢波涛,等.强地效环境下有翼火箭橇侧翼气动特性研究[J].兵器装备工程学报,2018,39(09):89-92.
Zhang C X,Lv S Y,Xie B T,et al.Study on aerodynamic characteristics of the wing of winged rocket sled under strong ground effect environment[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2018,39(09)：89-92.
[7] Doig G.Transonic and supersonic ground effect aerodynamics[J].Progress in Aerospace Science,2014,69:1-28.
[8] 侯传涛,尹伟,唐陶,等.典型爆炸螺栓承载能力研究[J].强度与环境,2011,38(04):33-37.
Hou C T,Yin W,Tang T,et al.Strength study on a typical explosive bolt[J].Structure and Environment Engineering,2011,38(04):33-37.
[9] 张晨辉,杨洋,杨珍,等.火箭橇试验无扰动分离优化设计[J].弹箭与制导学报,2021,41(02):47-50.
Zhang C H,Yang Y,Yang Z,et al.Undisturbed separation technique of rocket sled test[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2021,41(02):47-50.