摘 要：采用仿真方法對(duì)某種矩形燃?xì)舛嫱屏κ噶垦b置的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，得到不同舵片配置、不同舵偏角下多種工況流場(chǎng)仿真結(jié)果。分析表明，該燃?xì)舛嬖?°～20°舵偏角范圍內(nèi)，產(chǎn)生的垂直控制力、水平控制力均隨舵偏角的增大而增大，垂直控制力與舵偏角具有較高的單調(diào)線性度，水平控制力隨著舵偏角的增大，變化梯度呈逐漸增大的趨勢(shì)。

關(guān)鍵詞：推力矢量；燃?xì)舛?；氣?dòng)特性；數(shù)值仿真

中圖分類(lèi)號(hào)：V435 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2013）04-0034-03

StudyonAerodynamicCharacteristicsofGas VaneinSolidRocketMotor

FANGLei1，2，MOZhan1，2，DUChangbao1，WANGJunqi1

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryof

ScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）

Abstract：Numericalsimulationisappliedtostudytheaerodynamicperformanceoftherectangular gasvanethrustvectoringsystemandtheflowfieldsimulationresultsofworkingconditionsunderdifferent vaneconfigurationanddifferentvanedeflectionanglesareattained.Theresultsshowthatboththevertical forceandthehorizontalforceenhancewiththeincreasingofthevanedeflectionangle，whenthevanedeflectionangleaddsintherangeof0°～20°.Theverticalforcechangeshighlinearmonotonewiththevane deflectionangle，whilethegradsofthehorizontalforceaugmentsastheaggrandizingofvanedeflection angle.

Keywords：thrustvector；gasvane；aerodynamiccharacteristics；numericalsimulation

0 引 言

燃?xì)舛嫱屏κ噶靠刂葡到y(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、作動(dòng)力矩小、伺服系統(tǒng)質(zhì)量小等優(yōu)點(diǎn)[1-2]，第四代先進(jìn)近距格斗空空導(dǎo)彈如AIM-9X、MICA、IRIS-T等均采用了燃?xì)舛嫱屏κ噶垦b置。隨著燃?xì)舛嬖趹?zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用，對(duì)燃?xì)舛鏀?shù)值仿真研究日益增多。李軍[3]對(duì)非定常燃?xì)舛胬@流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值分析，給出了舵片受力隨時(shí)間的變化規(guī)律；常見(jiàn)虎等[4]通過(guò)對(duì)燃?xì)舛媪鲌?chǎng)的仿真，給出了流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)；劉洋等[5]進(jìn)行的熱仿真分析，得到溫度分布隨舵偏角變化的規(guī)律；杜長(zhǎng)寶等[6]對(duì)燃?xì)舛嬖斐傻耐屏p失進(jìn)行了分析與測(cè)試；曹熙煒等[7]對(duì)特型燃?xì)舛孢M(jìn)行了數(shù)值模擬分析；莫展等[8]研究了不同高度下帶燃?xì)舛姘l(fā)動(dòng)機(jī)尾流場(chǎng)的特性。

本文采用FLUENT軟件對(duì)某矩形燃?xì)舛嫱屏κ噶垦b置進(jìn)行仿真分析，得到燃?xì)舛嬖诎l(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中控制力、阻力等氣動(dòng)特性參數(shù)，獲得該型燃?xì)舛嬖O(shè)計(jì)的基本規(guī)律。

2.2 計(jì)算邊界條件

遠(yuǎn)場(chǎng)條件：101000Pa，298K；空氣入口邊界：101000Pa，298K；出口邊界定義為壓力出口邊界；壁面邊界條件為絕熱固壁。

將下列參數(shù)作為計(jì)算的條件和輸入?yún)?shù)：發(fā)動(dòng)機(jī)平均工作壓強(qiáng)10.8MPa；噴管入口溫度3156K；燃?xì)獗葻岜?.17；定壓比熱取2218J/kg·K；燃?xì)夥肿恿?5.8″。

2.3 網(wǎng)格生成

對(duì)燃?xì)舛嫖擦鲌?chǎng)進(jìn)行全六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，依據(jù)幾何特性在舵面附近將網(wǎng)格加密，網(wǎng)格總數(shù)約為70萬(wàn)，見(jiàn)圖2。

3.1 計(jì)算工況

本文分別研究了2片舵、4片舵兩種組合方式在5°，10°，15°和20°舵偏角下的氣動(dòng)特性，具體工況條件見(jiàn)表1。

3.2 計(jì)算結(jié)果

3.2.1 流場(chǎng)情況

通過(guò)對(duì)燃?xì)舛媪鲌?chǎng)特性分析，發(fā)現(xiàn)兩片舵的4種工況之間、四片舵的3種工況之間的流場(chǎng)特性具有相似性，以兩片舵面同向轉(zhuǎn)動(dòng)10°（工況2）的流場(chǎng)進(jìn)行說(shuō)明。分析基于彈體坐標(biāo)系：噴管出口截面中心為原點(diǎn)，原點(diǎn)沿彈體軸線指向尾部為X軸，原點(diǎn)指向吊掛方向?yàn)閆軸，Y軸按右手螺旋定理取。

兩個(gè)舵片同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)舵面上靜壓分布如圖3所示。由于燃?xì)舛婵拷鼑姽軈^(qū)域迎著出口氣流，氣流受到壓縮，燃?xì)舛婷嫔峡拷鼑姽芸趨^(qū)域的壓強(qiáng)明顯高于遠(yuǎn)離噴管口的舵面區(qū)域，特別是舵前緣根部的壓縮最為劇烈，故壓強(qiáng)最大。

3.2.2 結(jié)果分析

經(jīng)處理，積分得到舵片及彈體上受到的力，見(jiàn)表2。其中：X為單個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)舵片切向受力；Y為舵片法向受力；Fx為單個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)舵片受力轉(zhuǎn)化到彈體坐標(biāo)系下的水平控制力（阻力）；Fy為單個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)舵片受力轉(zhuǎn)化到彈體坐標(biāo)系下的垂直控制力（升力）。舵片受力X，Y與彈體坐標(biāo)系下的受力由式（2）～（3）進(jìn)行轉(zhuǎn)換，δ為舵偏角。

Fx=Xcosδ+Ysinδ（2）

Fy=Ycosδ-Xsinδ（3）

由表2可見(jiàn)，舵片上的法向力Y隨舵偏角增大而增大；切向力X的變化規(guī)律則不明顯，兩片舵膨脹波。同時(shí)可以看到由于激波的存在，激波后的靜溫較波前也有明顯的升高。

將流體域做軸向剖切（x=28.6mm），軸向截時(shí)切向力隨舵偏角的增加而略有增加，四片舵時(shí)切向力隨舵偏角的增加而略有降低。

垂直控制力Fy隨著舵偏角的增加而增加，在20°以內(nèi)與舵偏角具有較高的線性度，平均升力梯度45.82N/（°）。水平控制力Fx隨著舵偏角增加而增加，變化曲線呈拋物線形，隨舵偏角增大，阻力的變化梯度也增大，如圖7所示。

此外，由表2可見(jiàn)，在相同的入口參數(shù)輸入和舵偏角下，舵片受力大小會(huì)隨舵片個(gè)數(shù)的不同而產(chǎn)生差異，表明存在舵間干擾。相同偏角的舵片，會(huì)因?yàn)槠渌嫫拇嬖诙a(chǎn)生不一樣的控制力，但舵間干擾與偏轉(zhuǎn)角度大小并無(wú)特定關(guān)系，需要進(jìn)一步研究。

4 結(jié) 論

[1]宋振峰.推力矢量技術(shù)在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用[J].航空兵器，1993（3）：26-28.

[2]王永壽.導(dǎo)彈的推力矢量控制技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈，2005（1）：54-60.

[3]李軍.非定常燃?xì)舛胬@流場(chǎng)的數(shù)值分析[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2005，37（4）：471-475.

[4]常見(jiàn)虎，李軍，周長(zhǎng)省，等.推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)舛娑骈g干擾的數(shù)值分析[J].固體火箭技術(shù)，2008，31（2）：141-144.

[5]劉洋，何國(guó)強(qiáng)，劉佩進(jìn)，等.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)舛鏌岱治鰯?shù)值研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2007，27（3）：165-168.

[6]杜長(zhǎng)寶，李軍.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)舛嫱屏p失的數(shù)值分析與測(cè)試[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2010，30（2）：155-157.

[7]曹熙煒，劉宇，謝侃，等.一種特型燃?xì)舛鏀?shù)值模擬分析[J].固體火箭技術(shù)，2011，34（1）：5-8.

[8]莫展，白濤濤，郭顏紅.帶燃?xì)舛娴墓腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾流仿真[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2011，31（2）：120-122.