陳 偉，梁國柱

(北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100191)

空空導(dǎo)彈固體發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道對導(dǎo)彈后體流場非定常影響的數(shù)值模擬①

陳 偉，梁國柱

(北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100191)

空空導(dǎo)彈高空工作過程中，外部的超聲速來流與其固體火箭發(fā)動機(jī)的尾部噴流相互作用，形成復(fù)雜的非定常尾部干擾流場，影響導(dǎo)彈后體的工作環(huán)境。為了探尋發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道對導(dǎo)彈后體結(jié)構(gòu)的非定常影響，采用雙組分氣體的非定常CFD仿真模型對某空空導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)工作期間的噴管內(nèi)流場和導(dǎo)彈外流場進(jìn)行一體化數(shù)值模擬，研究了由多個自由剪切層、激波、膨脹波等組成復(fù)雜干擾流場的結(jié)構(gòu)，以及在發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道和外流速度的非定場效應(yīng)影響下其變化過程，在此基礎(chǔ)上定量分析了由此引起的尾流的溫度和燃?xì)獾臄U(kuò)散，以及在不同內(nèi)彈道階段發(fā)動機(jī)對導(dǎo)彈后體結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的影響。計算結(jié)果表明，非定常干擾流場在導(dǎo)彈后體附近產(chǎn)生不斷變化的低速渦流區(qū)域，加速了溫度和燃?xì)獾臄U(kuò)散，致使導(dǎo)彈尾端面區(qū)域受到高溫氣體沖刷，進(jìn)而降低導(dǎo)彈后體結(jié)構(gòu)的安全性。因此，空空導(dǎo)彈的后體設(shè)計有必要考慮并減少發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道與導(dǎo)彈外流的非定場影響對導(dǎo)彈后體安全性所造成的潛在威脅。

空空導(dǎo)彈;固體發(fā)動機(jī);內(nèi)彈道;干擾流場;非定常CFD仿真;后彈體

0 引言

空空導(dǎo)彈及其固體火箭發(fā)動機(jī)在高空工作過程中，發(fā)動機(jī)高溫高速的尾噴流與導(dǎo)彈外部超聲速的高速繞流相互作用形成復(fù)雜的尾部干擾流場，影響了導(dǎo)彈后端面及附近艙段的工作環(huán)境。由于在噴管擴(kuò)張段附近存在導(dǎo)彈的多個儀器設(shè)備，容易受到干擾流場威脅，進(jìn)而影響到導(dǎo)彈的安全性和可靠性。空空導(dǎo)彈的固體火箭發(fā)動機(jī)大多采用雙推力發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)工作過程中，其內(nèi)彈道曲線變化幅度較大，使得干擾流場變化較為劇烈，其非定常效應(yīng)明顯。因此，有必要研究考慮發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道變化的非定常干擾流場對導(dǎo)彈后體的影響規(guī)律。

地面高空模擬點火試驗僅僅能夠模擬實際飛行的環(huán)境壓力-溫度等參數(shù)，很難同時模擬超聲速的外流與發(fā)動機(jī)內(nèi)流場及其燃?xì)馍淞?，與真實飛行情況有一定差距，且成本較高。因此，需要通過發(fā)動機(jī)內(nèi)外流場一體化數(shù)值模擬的辦法來仿真分析非定常干擾流場在導(dǎo)彈工作過程中的變化情況。國內(nèi)外相關(guān)的數(shù)值仿真研究主要是針對干擾對導(dǎo)彈氣動特性影響［1－2］、對載機(jī)的影響［3－4］以及干擾繞流場結(jié)構(gòu)［5－6］等。孫振華等［7］研究了空空導(dǎo)彈尾流對后彈體的影響，分析了干擾流場對彈后端面的熱環(huán)境影響，但采用的是定常仿真方法分析，對解決本問題實際意義有限。

本文針對高空發(fā)射的某空空導(dǎo)彈，采用數(shù)值仿真方法，研究在發(fā)動機(jī)整個工作過程中的不同內(nèi)彈道階段，尾噴流和外流相互作用形成的非定常干擾流場對導(dǎo)彈后體工作環(huán)境的影響。

1 物理模型和數(shù)值方法

1.1 物理模型

本文針對的空空導(dǎo)彈的簡化模型如圖1所示。

圖1 導(dǎo)彈仿真簡化模型Fig.1 Simplified simulation model of missile

考慮到該彈飛行高度變化很小，可認(rèn)為其保持水平飛行，導(dǎo)彈外部來流方向始終與導(dǎo)彈軸線平行。為簡化計算，忽略彈翼和尾舵對流場的影響。發(fā)動機(jī)內(nèi)流僅考慮噴管內(nèi)的燃?xì)饬鲃?。流場區(qū)域大致分為3個部分:內(nèi)流區(qū)，為噴管內(nèi)部區(qū)域;尾噴流區(qū)，為噴管尾噴流影響的主要區(qū)域;外流區(qū)，導(dǎo)彈外部來流影響的區(qū)域。具體區(qū)域及其大小如圖2所示。

針對此流場物理模型，可做出如下假設(shè):

(1)噴管內(nèi)外流場為二維軸對稱非定常流，忽略周向流動;

(2)忽略熱輻射作用，同時認(rèn)為噴管內(nèi)外流動過程與固體壁面之間絕熱;

(3)不考慮發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)的燃?xì)饬鲃?，噴管入口燃?xì)鈮毫εc內(nèi)彈道曲線相同;

(4)燃?xì)夂蛯?dǎo)彈的外部來流的空氣均為完全氣體，服從完全氣體狀態(tài)方程;

(5)尾部流場中氣體為由燃?xì)夂涂諝鈽?gòu)成的雙組分混合氣體，燃?xì)夂涂諝庵g僅存在傳熱和傳質(zhì)，不發(fā)生化學(xué)反應(yīng)。

圖2 仿真計算區(qū)域Fig.2 Fluid region of simulation

1.2 控制方程

采用二維軸對稱非定常粘性流動控制方程［8］?；旌蠚怏w的連續(xù)方程:

其中 r為徑向坐標(biāo);x為軸向坐標(biāo);ρ為混合氣體密度;v為對應(yīng)方向的速度。

1.3 氣體混合模型

各組分的質(zhì)量守恒方程:

式中 Dj，m，DT，j分別為在混合氣體中第 j種氣體的質(zhì)量擴(kuò)散系數(shù)和熱擴(kuò)散系數(shù);Sct為湍動能的Schmidt數(shù)。具體計算方法參考文獻(xiàn)［8］。

1.4 計算方法和初邊值條件

對全流域統(tǒng)一劃分網(wǎng)格，進(jìn)行一體化數(shù)值仿真。網(wǎng)格采用近壁面附近加密的二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)為30萬。采用較為成熟的標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程湍流模型，考慮到導(dǎo)彈后體壁面附近的流場較為復(fù)雜，近壁面處理采用強(qiáng)化壁面處理方法［8］，以提高仿真的準(zhǔn)確性。

求解算法采用基于壓強(qiáng)的隱式壓強(qiáng)-速度耦合算法?？臻g梯度采用基于最小二乘單元的離散格式，壓力采用二階離散格式，密度、動量方程、氣體組分和能量方程均采用二階迎風(fēng)離散格式。湍動能和湍流耗散率的計算采用一階迎風(fēng)離散格式。時間離散方法采用一階隱式時間迭代。

邊界條件為:噴管入口為壓力入口，其壓力為燃燒室壓力隨時間變化的曲線;總溫為燃燒溫度，氣體組分為100%燃?xì)?。流場左右邊界以及上邊界均為壓力遠(yuǎn)場邊界條件，其總壓和總溫分別為導(dǎo)彈工作高度的大氣壓和溫度，速度為導(dǎo)彈軸向速度，氣體組分為100%空氣。

需要說明的是:采用類似方法的文獻(xiàn)［9］中對噴流場的定場與非定場仿真計算，均取得了實驗結(jié)果較為吻合的結(jié)果。因此，本研究利用該方法得到的計算結(jié)果是可信的。

導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)為雙推力發(fā)動機(jī)，工作時間約為 9.5 s，導(dǎo)彈飛行高度約為5 km，噴管入口壓力和導(dǎo)彈外部來流速度隨時間變化曲線如圖3所示。

根據(jù)內(nèi)彈道的變化情況，將發(fā)動機(jī)整個工作過程分為5個階段，如圖3所示。按照時間順序依次為壓力上升段、高壓平穩(wěn)段、壓力過渡段、低壓平穩(wěn)段和拖尾段。

噴管入口到擴(kuò)張段堵蓋位置初始化為堵蓋破裂壓力的燃?xì)?，?dǎo)彈外流場初始化為導(dǎo)彈初始速度的5 km高度壓力和溫度的空氣。

圖3 發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道和導(dǎo)彈來流馬赫數(shù)Fig.3 Pressure at nozzle inlet and Mach number of missile external flow

采用成熟的商業(yè)CFD仿真軟件Fluent進(jìn)行仿真建模，從發(fā)動機(jī)堵蓋破裂到發(fā)動機(jī)工作完全結(jié)束全時段進(jìn)行非定常仿真計算。

2 計算結(jié)果與分析

為了方便說明干擾流場對導(dǎo)彈后部壁面的影響，這里選取6個近壁位置，離壁面距離約為流場邊界層厚度的2倍，用數(shù)字標(biāo)識，如圖4所示。

圖4 近壁面分析點選取示意圖Fig.4 Schematic of analysis point selections near the wall

由于對導(dǎo)彈后體的主要影響因素之一是高溫混合氣體直接影響后體結(jié)構(gòu)安全性，以及干擾流場的不穩(wěn)定性使得燃?xì)鈹U(kuò)散間接對附近設(shè)備的工作安全性造成威脅。因此，首先需要關(guān)注的是導(dǎo)彈后體附近燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)和溫度分布隨時間的變化情況，如圖5和圖6所示。

從圖5和圖6中可看到，噴管導(dǎo)彈尾端面附近形成了一個燃?xì)夂涂諝獾幕旌蠀^(qū)域，混合區(qū)域的溫度和燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)相較于外流的其他區(qū)域明顯偏高，且混合區(qū)域隨著時間發(fā)生變化，從3 s開始區(qū)域大小基本穩(wěn)定在第1點和第6點之間，直至7.39 s內(nèi)彈道進(jìn)入拖尾段，混合區(qū)域急劇減小，位置也逐漸下移到第1點和第4點之間，直至發(fā)動機(jī)工作結(jié)束。然而，在這個過程中，無論混合區(qū)域如何變化，混合區(qū)域的燃?xì)夥謹(jǐn)?shù)和溫度都在不斷升高，在發(fā)動機(jī)工作結(jié)束時達(dá)到最大，貼近導(dǎo)彈尾端面的溫度和燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)分別接近1 000 K和20%。

圖5 燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)分布Fig.5 Mass fraction distribution of gas

圖6 溫度分布Fig.6 Temperature distribution

圖7為流線分布隨時間變化圖。從圖7中可看到，在導(dǎo)彈后體附近形成了大小不一的多個漩渦的渦流區(qū)，區(qū)域的位置和大小與燃?xì)饪諝饣旌蠀^(qū)域相一致。由此可推斷空氣和燃?xì)饣旌蠀^(qū)域的形成與發(fā)展和渦流的出現(xiàn)和變化過程密不可分。為進(jìn)一步研究渦流產(chǎn)生的實質(zhì)原因，以3 s流場為例，給出全流場馬赫數(shù)分布圖，如圖8所示。

分析圖8可知道，渦流的產(chǎn)生是因為發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的高溫燃?xì)馕矅娏髋c導(dǎo)彈逐漸加速的來流相互作用，在交界面產(chǎn)生復(fù)雜干擾流場所引起。

圖7 流線圖Fig.7 Streamlines figure

圖8 3 s時的馬赫數(shù)分布Fig.8 Mach number distribution at 3 s

在發(fā)動機(jī)高壓工作階段，處于欠膨脹狀態(tài)的燃?xì)庠趪姽艹隹谔幣蛎?，并在外部超聲速來流干擾下產(chǎn)生尾噴流射流激波，以及以噴管出口邊緣為起點的尾噴流自由剪切層，而同時外流在速度更高的尾噴流的影響下形成了外流激波和以噴管尾部斜面端點(靠近6點)為起點的外流自由剪切層。在壓差的作用下，兩個自由剪切層在不遠(yuǎn)處相交，形成了外流和尾噴流共同的射流邊界層。從而使得兩段分離的自由剪切層圍成了一個封閉的流速為亞音速的低速區(qū)域。由于氣體的粘性作用，在此區(qū)域，外流剪切層和尾噴流剪切層分別形成了旋轉(zhuǎn)方向相反的空氣和燃?xì)獾幕亓?，兩股回流在中間相遇，使得燃?xì)夂涂諝庋杆倩旌闲纬闪嘶旌蠚怏w，而混合氣體遇到導(dǎo)彈后體壁面，又分別形成了兩個大渦流，這使得燃?xì)饽軌蛲ㄟ^兩個大渦流迅速擴(kuò)散到整個低速渦流區(qū)。隨著時間的推移，雖然渦流的大小和區(qū)域一直在改變，但尾噴流自由剪切層形成的回流，將越來越多的燃?xì)鈳У搅藴u流區(qū)，使得此區(qū)域的溫度和燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)不斷提高?？紤]到實際燃?xì)庵羞€含有固相顆粒，因此在渦流的作用下，高溫混合氣流沖刷著與渦流區(qū)相接觸的導(dǎo)彈尾壁面，從而對導(dǎo)彈后體的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生潛在影響。

可見，外流與尾噴流共同形成的干擾流動對導(dǎo)彈后體影響的主要區(qū)域為與所形成的低速渦流區(qū)相接觸的導(dǎo)彈后體壁面。

從圖9壓力分布圖可看出，渦流區(qū)的大小主要取決于渦流區(qū)域的壓力大小，而在同一高度，遠(yuǎn)處外流壓力基本不變。所以，影響渦流區(qū)域壓力的主要因素是隨發(fā)動機(jī)的內(nèi)彈道壓力變化而變化的噴管出口壓力。

圖9 壓力分布Fig.9 Pressure distribution

值得注意的是在外流速度變化不大，但壓力變化劇烈的內(nèi)彈道壓力過渡段(3.0～3.5 s)和拖尾段(7.39～9.6 s)時間段，雖然內(nèi)彈道壓力都在快速下降，但是前者結(jié)束時導(dǎo)致噴管出口壓力下降了32.2%，出口壓力仍為44倍于當(dāng)?shù)卮髿鈮海笳呓Y(jié)束時噴管出口壓力下降了92.7%，出口壓力只有不到3倍當(dāng)?shù)卮髿鈮?當(dāng)?shù)卮髿鈮簽? 119 Pa)，導(dǎo)彈后體的馬赫盤快速收縮。與之相匹配的是前者的渦流區(qū)域只是略微收縮，而后者渦流區(qū)直接收縮到從第1點到第4點區(qū)域，對第4至第6點的斜側(cè)面已經(jīng)完全不受其影響了。

另一方面，對比圖7中內(nèi)彈道壓力較為平穩(wěn)的低壓平穩(wěn)段(3.5～7.39 s)的壓力和流線圖發(fā)現(xiàn)，雖然這時的外流速度從 Mɑ=2.5快速上升到接近 Mɑ=3.5，但由于噴管出口壓力較為平穩(wěn)，渦流區(qū)域主要區(qū)別在于其上邊界的角度略微縮小，其區(qū)域大小變化很小。在外流速度穩(wěn)定上升過程中的非定場效應(yīng)，對渦流區(qū)域的大小影響很小。在進(jìn)入拖尾段之后，由于噴管出口壓力快速下降，渦流區(qū)域收縮，外流覆蓋了4點至6點的斜面，使得6點的激波變成了膨脹波，沿斜面壓力降低，速度增加。

因此，在同一工作高度，渦流區(qū)域的大小變化基本取決于發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道的變化，而內(nèi)彈道的非定場效應(yīng)直接對發(fā)動機(jī)尾部噴流和外流的干擾流場產(chǎn)生了的影響。

作為對比，圖10給出了以導(dǎo)彈內(nèi)外流7.39 s時邊界條件為計算條件進(jìn)行的定常仿真計算結(jié)果。對比同一時刻的非定常流計算結(jié)果可發(fā)現(xiàn)，定常計算得到的低速渦流區(qū)域要小得多，而溫度高了約300 K，壓力低了約2 600 Pa，燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)降低了約1.8%。雖然干擾流場的定常仿真計算能夠得到類似的流場基本結(jié)構(gòu)，但其范圍、位置和對導(dǎo)彈后體影響程度卻與非定常結(jié)果相差很大。由此可見，導(dǎo)彈內(nèi)彈道和外流的不斷變化對干擾流場的非定常影響是非常顯著的。

圖10 7.39 s的邊界條件下的定常計算結(jié)果Fig.10 Computation result of steady flow field of the boundary condition at 7.39 s

為了進(jìn)一步定量說明渦流區(qū)域?qū)?dǎo)彈后體壁面的非定常影響，這里給出圖4中6個點附近的流場參數(shù)變化情況，如圖11所示。

首先，對比圖11與圖3的內(nèi)彈道曲線可發(fā)現(xiàn)，內(nèi)彈道不同的階段，干擾流場對導(dǎo)彈后體的不同區(qū)域的影響是不同的。而區(qū)別較為明顯的為壓力上升段及高壓平穩(wěn)段、壓力過渡段及低壓平穩(wěn)段和拖尾段3部分。

發(fā)動機(jī)點火后，在壓力上升階段，發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道曲線的迅速上升，使渦流區(qū)域覆蓋了從1點到6點之間大部分區(qū)域，并在高壓穩(wěn)定段穩(wěn)定保持了對整個導(dǎo)彈后體的覆蓋，使得1點至6點的區(qū)域近壁面的混合氣體的氣體參數(shù)變化趨勢和大小均相同，其中溫度擴(kuò)散較快，各點溫度基本沿著同一條曲線發(fā)展變化(圖11(a)和圖11(b))，但溫度最高420 K，基本不會對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生太大影響;燃?xì)鈹U(kuò)散較慢，其質(zhì)量分?jǐn)?shù)產(chǎn)生了明顯的梯度，離噴管越近的地方其燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)越高，而且這個差距隨著發(fā)動機(jī)工作的進(jìn)行不斷擴(kuò)大，而在高壓穩(wěn)定段結(jié)束時達(dá)到最大，但均未超過4%(圖11(b))。因此，在第一個壓力上升段和高壓平穩(wěn)段，雖然渦流區(qū)域的覆蓋面最廣，但溫度和燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)均不高，對結(jié)構(gòu)影響較小。

圖11 導(dǎo)彈后體近壁面混合氣體的速度、溫度、燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)和壓力Fig.11 Velocity，temperature and gas mass fraction of the mixture gas near the wall of aft missile

在壓力過渡段，由于內(nèi)彈道的壓力下降逐漸提升使得低速渦流區(qū)范圍縮小，各點附近混合氣體參數(shù)的變化開始產(chǎn)生分化。第6點附近流場，在內(nèi)彈道壓力過渡段首先退出了低速渦流區(qū)。而1點至5點區(qū)域的溫度和燃?xì)馊员３稚仙厔?，各點之間溫度也開始有所分化，如圖11(b)所示，但差距不大，而其升幅達(dá)到了400 K，最高達(dá)到了接近820 K，對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了一定的威脅。而由于擴(kuò)散產(chǎn)生的梯度，燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)的分化進(jìn)一步加大，在低壓穩(wěn)定段結(jié)束時，其值均超過了5%，最高達(dá)到了10%。值得注意的是此區(qū)間的上升速度明顯低于高壓穩(wěn)定段，此時雖然噴管出口壓力降低，但噴管氣流出口速度基本不變，對比圖11(a)中速度變化與圖3的外流速度變化可發(fā)現(xiàn)，此時的渦流區(qū)域1點至5點混合氣體速度、溫度及燃?xì)獾臄U(kuò)散速度均與外流速度變化趨勢保持一致。因此可認(rèn)為，渦流區(qū)域內(nèi)混合氣體的速度及溫度和擴(kuò)散速度主要取決于外流的速度，而內(nèi)彈道壓力的影響較小。

最后，進(jìn)入內(nèi)彈道拖尾段，各點附近的混合氣體的參數(shù)分化更為明顯。首先，由于內(nèi)彈道壓力的快速下降，渦流區(qū)迅速縮小到4點以下，5點以極快的速度退出了渦流區(qū)域，而被外流所覆蓋。從圖11(a)和圖11(b)拖尾段曲線可看到，在渦流區(qū)縮小過程中，第4點附近的區(qū)域逐漸退出渦流區(qū)，在發(fā)動機(jī)工作結(jié)束時，達(dá)到渦流區(qū)的邊緣接近于外流區(qū)域。而由于渦流區(qū)域大小幾乎降低了2/3的大小，其余的仍在渦流區(qū)域只有1，2，3點，而從圖11(a)與圖 3對比可看到，外流速度達(dá)到最大值后略微降低，使渦流內(nèi)的速度也略微增大，后略微減小，導(dǎo)致溫度與燃?xì)獾臄U(kuò)散速度的趨勢也是如此。而另一方面，由于渦流區(qū)域大大減小，相較于拖尾段之前，渦流中混合氣體在渦流區(qū)運動的行程縮短，這加劇了溫度和燃?xì)鈹U(kuò)散速度。因此，如圖11(b)、(c)中所示，其溫度和燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)上升速度比達(dá)到了最大，而且1點，2點，3點在拖尾段的曲線幾乎重合，使得拖尾段在這3點約1.3 s內(nèi)溫度提高了200 K，最終超過了900 K，燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)提高了10%從而達(dá)到了20%?？紤]到1點、3點的速度在此時達(dá)到了最大，使得尾端面在此階段受到的高溫沖刷也最為嚴(yán)重，這對導(dǎo)彈后體結(jié)構(gòu)安全性產(chǎn)生了嚴(yán)重的威脅。

綜上分析可判斷，對導(dǎo)彈后體結(jié)構(gòu)，非定常干擾流場主要對尾部壁面結(jié)構(gòu)影響較大，其中錐面在兩個壓力平穩(wěn)段和壓力過渡段受到高溫混合氣體一定程度的沖刷，而尾端面則會在整個發(fā)動機(jī)工作過程受到高溫混合氣體的影響，尤其在拖尾段，沖刷最為嚴(yán)重，對結(jié)構(gòu)安全性威脅較大。

3 結(jié)論

(1)超聲速的導(dǎo)彈外部來流與發(fā)動機(jī)尾噴流相互干擾，在導(dǎo)彈后體附近形成一個由空氣和燃?xì)獾幕旌蠚怏w構(gòu)成的低速渦流區(qū)域，渦流的作用加速了燃?xì)夂蜏囟鹊臄U(kuò)散，是潛在威脅導(dǎo)彈后體安全性的直接原因。

(2)發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道的變化產(chǎn)生的非定常效應(yīng)對低速渦流區(qū)域的變化影響顯著。在內(nèi)彈道高壓平穩(wěn)段渦流區(qū)域范圍最大，進(jìn)入低壓平穩(wěn)段后，范圍略有縮小，高低壓平穩(wěn)段均覆蓋了從導(dǎo)彈尾端面至后錐面。進(jìn)入拖尾段后，渦流區(qū)域急劇縮小至噴管尾端面附近，但溫度和燃?xì)獾臄U(kuò)散速度相對于內(nèi)彈道高低壓平穩(wěn)段顯著增大，直至發(fā)動機(jī)工作結(jié)束。

(3)導(dǎo)彈后體壁面中，尾端面的結(jié)構(gòu)安全性受到的威脅最大，在拖尾段結(jié)束時，其附近溫度高達(dá)900 K，同時燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)達(dá)到20%，可能會影響附近設(shè)備的工作安全性。

(4)導(dǎo)彈后體結(jié)構(gòu)設(shè)計時，應(yīng)考慮到發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道的非定常性對干擾流場的影響，以避免安全隱患。本文研究可為導(dǎo)彈后體熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

［1］曾慶華，黃琳，夏智勛.不同尾翼受發(fā)動機(jī)羽流作用對彈體飛行性能的影響［J］.固體火箭技術(shù)，2002，25(3):26-28.

［2］Gaby A，Jacob P，Jack M，et al.Experimental and CFD study of rocket plume effects on missile longitudinal aerodynamic stability［C］//22nd Applied Aerodynamics Conference and Exhibit.American Institute of Aeronautics and Astronautics，2004.

［3］Rupert G，Ronald D，Andre B.Assessment of missile plume impact characteristics［C］//45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.American Institute of Aeronautics and Astronautics，2007.

［4］Rupert G，Ronald D.Simulation of missile plumes for aircraft store compatibility assessments［C］//43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and exhibit.Reno，Nevada:American Institute of Aeronautics and Astronautics，2005.

［5］周凱，賀旭照，秦思，等.高超聲速飛行器后體/尾噴管內(nèi)外流相互作用數(shù)值模擬研究［C］.2012.

［6］周松柏.超聲速內(nèi)外流干擾的數(shù)值方法研究及其實驗驗證與應(yīng)用［D］.國防科技大學(xué)，2009.

［7］孫振華，吳催生，徐東來.導(dǎo)彈尾流對后彈體影響的CFD仿真分析［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2011(3):157-159.

［8］ANSYS Inc.Ansys fluent theory guide［M］.ANSYS Inc.，2009.

［9］徐春光.復(fù)雜噴流流場數(shù)值模擬及應(yīng)用研究［D］.國防科技大學(xué)，2002.

(編輯:薛永利)

Numerical simulation on the unsteady effect of solid rocket motor internal ballistic on aft part flow field of air-to-air missile

CHEN Wei，LIANG Guo-zhu
(School of Astronautics，Beihang University，Beijing 100191，China)

In the high-altitude working period of missile，the interaction between the supersonic external flow and the tail jet flow of solid rocket motor derives complex unsteady interactive flow at the tail of missile，which affects the working environment of aft missile.In order to explore the unsteady influence of the internal ballistics on the structure of aft missile，an unsteady CFD simulation model of double component gas was adopted to simulate numerically the integration flow field including the inner flow of nozzle and the outer flow of missile during the working period of motor.The structure of interactive flow field composed of multiple free shear layers，shock waves and expansion waves，as well as its changing process under the unsteady effect of internal ballistic and outer flow velocity，were studied.Based on it，the resulting influences of temperature and gas diffusion caused by interactive flow field on different parts of aft missile during different periods of motor internal ballistic were analyzed quantitively.The results show that the changing low-velocity vortex region generated by the unsteady interactive flow near the tail end of missile accelerates the temperature and gas diffusion of tail flow，erodes bottom region of aft missile in high temperature，and then lowers the working safety of aft missile structure.Therefore，it is necessary to consider it and decrease the working safety threats of unsteady influences caused by internal ballistic of solid rocket motor and missile outer flow in the design of aft part of air-to-air missile.

air-to-air missile;solid rocket motor;internal ballistic;interactive flow;unsteady CFD simulation;aft missile

V435

A

1006-2793(2014)06-0774-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.06.007

2014-01-23;

2014-03-28。

陳偉(1986—)，男，博士，研究方向為固體火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計和優(yōu)化。E-mail:greatcwmine@gmail.com