白治寧， 蔡衛(wèi)軍， 周景軍， 王明洲

(中國船舶重工集團(tuán)公司 第705研究所， 陜西 西安 710077 )

助飛魚雷雷箭分離多體氣動(dòng)干擾特性研究

白治寧， 蔡衛(wèi)軍， 周景軍， 王明洲

(中國船舶重工集團(tuán)公司 第705研究所， 陜西 西安 710077 )

雷箭分離技術(shù)是火箭助飛魚雷的關(guān)鍵技術(shù)之一。雷箭分離過程中多體氣動(dòng)干擾問題的研究是雷箭分離技術(shù)攻關(guān)的基礎(chǔ)。通過計(jì)算流體力學(xué)方法，結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)雷箭分離過程中的多體氣動(dòng)干擾問題進(jìn)行分析。研究結(jié)果表明：分離殼體張開時(shí)，高速氣流涌入，在前體、后體間發(fā)生阻滯而形成高壓區(qū)，有助于前體、后體快速分離；高壓區(qū)效應(yīng)隨著分離殼體張開角的增大而增強(qiáng)，隨著前體、后體相對(duì)距離的增加而減弱，因此雷箭分離方案設(shè)計(jì)時(shí)，需選取恰當(dāng)?shù)那绑w、后體初始距離，以提高分離安全性；分離殼體對(duì)氣流有匯聚和擠壓作用，并且對(duì)側(cè)向來流有屏蔽作用，因此分離方案設(shè)計(jì)時(shí)需充分考慮分離殼體對(duì)前體的氣動(dòng)干擾作用；側(cè)滑角可導(dǎo)致左右分離殼體張開的不同步性，分離殼體張開角為20°時(shí)，1°側(cè)滑角即可導(dǎo)致二者偏航力矩產(chǎn)生11%的差異。

兵器科學(xué)與技術(shù)； 助飛魚雷； 雷箭分離； 氣動(dòng)干擾； 計(jì)算流體力學(xué)方法

0 引言

多體氣動(dòng)干擾問題廣泛存在于航空、航天、武器系統(tǒng)和民用建筑等領(lǐng)域[1]。由于多體間的氣動(dòng)干擾，各體的氣動(dòng)特性與其處于孤立狀態(tài)時(shí)大不相同。國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)多體氣動(dòng)干擾問題如多柱體繞流[2-3]、子母彈分離[4-5]、導(dǎo)彈級(jí)間氣動(dòng)干擾[6-7]、飛機(jī)外掛物投放[8]和高層建筑在風(fēng)作用下的氣動(dòng)干擾[9]等開展了大量的試驗(yàn)與數(shù)值模擬研究。多體氣動(dòng)干擾特性與來流條件、多體氣動(dòng)外形和布局、相對(duì)位置和姿態(tài)的變化等密切相關(guān)。因此，不同的問題所呈現(xiàn)的多體氣動(dòng)干擾特性千變?nèi)f化，研究的側(cè)重點(diǎn)不盡相同。

美國的“阿斯洛克”、韓國的“紅鯊”等助飛魚雷主要由火箭運(yùn)載體、戰(zhàn)斗載荷(魚雷)和兩片分離殼體組成[10]，如圖1所示。雷箭分離前，兩片分離殼體將戰(zhàn)斗載荷箍緊于運(yùn)載體上。運(yùn)載體攜帶戰(zhàn)斗載荷在空中飛行至目標(biāo)點(diǎn)附近后進(jìn)行雷箭分離，分離殼體箍帶解鎖后在氣動(dòng)力作用下繞鉸鏈迅速張開，投放戰(zhàn)斗載荷，分離殼體張開至某一角度后從運(yùn)載體上解脫自由飛行，戰(zhàn)斗載荷與后體拉開一定距離后開傘減速入水。

圖1 雷箭分離示意圖Fig.1 Schematic diagram of torpedo-rocket separation

雷箭分離過程中，戰(zhàn)斗載荷的姿態(tài)變化與分離殼體張開動(dòng)作不協(xié)調(diào)會(huì)導(dǎo)致碰撞的發(fā)生；戰(zhàn)斗載荷與運(yùn)載體殘骸拉開距離不夠會(huì)導(dǎo)致前后體“追尾”或者開傘時(shí)傘衣與運(yùn)載體的干涉；同時(shí)，雷箭分離后戰(zhàn)斗載荷的姿態(tài)關(guān)系著雷傘彈道和入水參數(shù)。因此，雷箭分離問題的研究需綜合考慮多方面因素，設(shè)計(jì)合適的雷箭初始距離、合理的分離條件(速度、側(cè)滑角等)和開傘時(shí)機(jī)等確保雷箭安全分離和戰(zhàn)斗載荷正常入水。

由于雷箭分離在低空稠密大氣層內(nèi)進(jìn)行，在跨音速分離條件下，氣動(dòng)力對(duì)整個(gè)分離過程起主導(dǎo)作用。隨著分離殼體的迅速張開，戰(zhàn)斗載荷、運(yùn)載體和分離殼體的相對(duì)位置和姿態(tài)迅速變化，其氣動(dòng)干擾特性隨之急劇變化。多體氣動(dòng)干擾特性研究有助于揭示雷箭分離過程中多體氣動(dòng)干擾機(jī)理，是研究雷箭分離問題的首要前提。目前，國內(nèi)外尚未見關(guān)于雷箭分離過程中多體氣動(dòng)干擾特性研究成果的公開報(bào)道。

本文采用計(jì)算流體力學(xué)方法結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)雷箭分離過程中戰(zhàn)斗載荷、運(yùn)載體和分離殼體間的氣動(dòng)干擾特性進(jìn)行研究，獲得了雷箭分離過程中分離殼體張開角、雷箭相對(duì)距離和側(cè)滑角等參數(shù)對(duì)各分離體氣動(dòng)干擾特性的影響規(guī)律，揭示了雷箭分離過程中多體間氣動(dòng)干擾機(jī)理，對(duì)火箭助飛魚雷雷箭分離方案設(shè)計(jì)與分析提供參考。

1 研究方法

1.1 研究對(duì)象

研究對(duì)象由前體(戰(zhàn)斗載荷)、后體(運(yùn)載體)和左右分離殼體組成，如圖1所示。

1.2 數(shù)值方法

數(shù)值方法采用有限體積法，基于雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程，控制方程如下：

(1)

式中：Q為守恒量；E、F、G為無黏性通量；Ev、Fv、Gv為黏性通量；ε、η、ζ為空間3個(gè)坐標(biāo)分量。黏性項(xiàng)采用中心差分格式離散，無黏項(xiàng)采用Roe 3階迎風(fēng)通量差分裂方法離散。

湍流模型取k-ε湍流模型。遠(yuǎn)場邊界條件取為速度入口和壓力出口，物面邊界條件取為無滑移條件。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)整個(gè)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行離散，網(wǎng)格總數(shù)1 300多萬。為捕捉分離體間流場干擾細(xì)節(jié)，對(duì)各分離體周圍及相互之間的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，并在各分離體壁面附近劃分邊界層網(wǎng)格，如圖2所示。

圖2 網(wǎng)格示意圖Fig.2 Mesh of fluid domain

1.3 研究方法

雷箭分離速度的選取既要滿足分離殼體快速張開和前體、后體快速拉開對(duì)氣動(dòng)力的需求，同時(shí)要滿足戰(zhàn)斗載荷對(duì)入水速度的要求。本文選取馬赫數(shù)Ma=0.7的分離速度，研究雷箭分離過程中前體、后體相對(duì)距離、分離殼體張開角和側(cè)滑角等對(duì)多體氣動(dòng)干擾特性的影響規(guī)律。

各分離體氣動(dòng)力的參考坐標(biāo)系如圖3所示：d為雷箭相對(duì)距離，取為前體后端面至后體前端面水平距離；D為后體直徑；β為滑角；γ為分離殼體張開角；v為分離速度。前體、后體坐標(biāo)系原點(diǎn)都取在各自質(zhì)心處，分離殼體坐標(biāo)系原點(diǎn)取在鉸鏈點(diǎn)處。各分離體x軸均取為前體、后體軸線方向，向前為正；y軸垂直向上為正；z軸水平向右為正。

圖3 參考坐標(biāo)系示意圖Fig.3 Reference coordinate systems

各分離體的氣動(dòng)力(矩)Fx、Fy、Fz、Mx、My和Mz由參考面積Sref和參考長度Lref作無量綱化處理得到的氣動(dòng)力系數(shù)Cx、Cy、Cz、CMx、CMy和CMz來表征，表面壓力p由壓力系數(shù)cp來表征。具體無量綱方法如下：

Cx,y,z=Fx,y,z/0.5ρv2Sref，

(2)

CMx,y,z=Mx,y,z/0.5ρv2SrefLref，

(3)

cp=p/0.5ρv2，

(4)

式中：ρ為空氣密度；v為分離速度。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

雷箭分離風(fēng)洞試驗(yàn)在FL-24高速風(fēng)洞中實(shí)施。風(fēng)洞為一座試驗(yàn)段橫截面為1.2 m×1.2 m的暫沖式半回流跨超聲速風(fēng)洞，Ma數(shù)范圍為0.4～3.0. 它具有二元全柔壁噴管和可相互更換的亞跨聲速、超聲速兩個(gè)試驗(yàn)段。亞跨聲速試驗(yàn)段長度為3.6 m，兩側(cè)壁為帶光學(xué)玻璃觀察窗的直孔壁，開閉比為21.4%，上下壁為60°斜孔壁，開閉比為4.3%.

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?∶5縮尺比模型，包括前體、后體及兩片分離殼體，試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D如圖1所示。試驗(yàn)中對(duì)不同Ma、側(cè)滑角β、雷箭相對(duì)距離d/D、分離殼體張開角γ組合狀態(tài)下前體、分離殼體以及組合體(左右分離殼體+后體)的氣動(dòng)力進(jìn)行了測量。前體氣動(dòng)力采用φ24 mm的內(nèi)式六分量應(yīng)變天平來測量，分離殼體氣動(dòng)力采用φ34 mm的內(nèi)式三分量應(yīng)變天平來測量，組合體氣動(dòng)力采用一根φ50 mm的外式三分量應(yīng)變天平來測量。試驗(yàn)結(jié)果處理中扣除了天平和支桿，并修正了模型自重的影響。本文選取Ma=0.7時(shí)典型狀態(tài)下的試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

圖4 前體阻力系數(shù)對(duì)比Fig.4 Comparison of Cxf

圖4和圖5分別給出了前體、后體相對(duì)距離d/D=1.5、分離殼體張開角γ=30°、側(cè)滑角β為0°～10°前體阻力系數(shù)和組合體(后體+左右分離殼體)阻力系數(shù)的對(duì)比圖，圖6為d/D=0.2、側(cè)滑角β=0°、分離殼體張開角γ分別為5°、10°、30°和60°的左分離殼體CMycL對(duì)比圖。數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相對(duì)誤差均在7%以內(nèi)。這表明，在亞音速分離條件下，通過本文所建立的數(shù)值方法來研究雷箭分離過程中不同狀態(tài)下各分離體氣動(dòng)干擾特性是可行的。

圖5 組合體阻力系數(shù)對(duì)比Fig.5 Comparison of Cxa+Cxl+Cxr

圖6 左分離殼體CMycL對(duì)比Fig.6 Comparison of CMycL for left separating body

3 分離體間氣動(dòng)干擾特性分析

通過數(shù)值模擬研究前體、后體相對(duì)距離d/D、分離殼體張開角γ和側(cè)滑角β等變化時(shí)各分離體的氣動(dòng)力和流場的變化規(guī)律，揭示雷箭分離過程中多體氣動(dòng)干擾機(jī)制。

3.1 前體、后體縱向氣動(dòng)力干擾因素

3.1.1 分離殼體對(duì)前體、后體縱向氣動(dòng)力的影響

在前體、后體初始距離d/D=0.2條件下，從分離殼體初始張開一直到解脫的過程中，前體和后體阻力系數(shù)的變化如圖7和圖8所示。其中，γ=0°為分離殼體張開前(箍帶解鎖前)的狀態(tài)；γ=10°、γ=20°、γ=30°和γ=45°分別對(duì)應(yīng)于不同的分離殼體張開角，前體、后體和分離殼體共存的狀態(tài)；前體+后體為無分離殼體(即分離殼體從后體上解脫后，只有前體和后體)的狀態(tài)；單獨(dú)前體為單獨(dú)前體狀態(tài)，單獨(dú)后體為單獨(dú)后體狀態(tài)，以下同定義。

圖7 前體阻力系數(shù)Fig.7 Cxf of forebody

圖8 后體阻力系數(shù)Fig.8 Cxa of afterbody

由圖7可知：在分離殼體張開過程中，前體始終受到向前的氣動(dòng)作用力，且隨著γ的增加而增大；一直到分離殼體解脫后，前體的縱向氣動(dòng)力才變?yōu)橄蚝笞饔谩?/p>

由圖8可知：對(duì)后體而言，無論有無分離殼體存在，后體始終受到向后作用的氣動(dòng)阻力；與單獨(dú)狀態(tài)相比，有分離殼體存在時(shí)，后體氣動(dòng)阻力的增幅最大可達(dá)25%之多。

由此可見，分離殼體的存在對(duì)前體和后體的縱向氣動(dòng)力影響顯著。圖9和圖10為分離殼體γ=45°時(shí)的流場壓力云圖與速度矢量圖。由圖9、圖10可知，分離殼體張開時(shí)，高速氣流涌入左右分離殼體和前體之間的流道，在后體前端面處遇到阻滯產(chǎn)生回流，在前后端面之間形成高壓區(qū)。圖11給出了分離殼體張開角γ=45°時(shí)前體、后體交界面處端面壓力圖，并與單獨(dú)狀態(tài)作對(duì)比。較之于單獨(dú)狀態(tài)，有分離殼體存在時(shí)，前體后端面和后體前端面的最大壓力增大且高壓區(qū)域明顯增加。

圖9 前體、后體間壓力云圖Fig.9 Pressure between forebody and afterbody

圖10 前體、后體間速度矢量圖Fig.10 Velocity vector between forebody and afterbody

圖11 前體、后體端面壓力對(duì)比圖Fig.11 Comparison of the end surface pressures

為了進(jìn)一步分析分離殼體對(duì)前體、后體縱向氣動(dòng)力的影響，取前體后端面中心點(diǎn)P1和后體前端面中心點(diǎn)P2，圖12給出P1和P2處壓力系數(shù)cp隨分離艙張開角γ的變化曲線，并與單獨(dú)前體和單獨(dú)后體狀態(tài)作對(duì)比。由圖12可以看出，有分離殼體時(shí)，P1和P2處的cp均大于單獨(dú)前體P1的值而小于單獨(dú)后體P2處的值。隨著分離殼體張開角的增加，P1和P2的壓力都在增大。從γ=0°到γ=45°，cp的增幅有10倍之多。

圖12 前體和后體端面中心處cp隨γ變化曲線Fig.12 cp versus γ at the central point of end surface

與圖6相對(duì)應(yīng)，圖13給出了d/D=0.2時(shí)分離過程中前體后端面和頭部縱向氣動(dòng)力系數(shù)的對(duì)比。由圖13可知，在分離艙張開過程中，前體后端面上氣動(dòng)力隨著張開角的增加而增大，且始終大于頭部氣動(dòng)力。在Ma=0.7條件下，摩擦阻力對(duì)總的縱向氣動(dòng)力貢獻(xiàn)很小，壓差阻力占主導(dǎo)地位。因此，在分離艙張開過程中前體始終受到向前的氣動(dòng)推力。

圖13 前體后端面和頭部氣動(dòng)力對(duì)比Fig.13 Cxf of end surface and forehead of forebody

以上分析表明，由于分離殼體對(duì)高速氣流的匯聚，高速氣流涌入分離殼體并在前體、后體交界處發(fā)生阻滯而形成高壓區(qū)，而且隨著分離殼體張開角的增加高壓效應(yīng)越顯著。這導(dǎo)致在分離殼體張開過程中，前體受到向前的氣動(dòng)推動(dòng)力，而后體受到向后的氣動(dòng)阻力，有利于前體、后體的縱向距離快速拉開。

3.1.2 前體、后體相對(duì)距離對(duì)其縱向氣動(dòng)力的影響

圖14和圖15以γ=20°、γ=45°以及無分離殼體狀態(tài)為例給出了前體和后體阻力系數(shù)隨二者相對(duì)距離d/D變化的曲線，并與它們各自的單獨(dú)狀態(tài)作對(duì)比。隨著d/D的增大，前體和后體阻力基本都呈增大趨勢。

圖14 前體阻力系數(shù)隨d/D的變化Fig.14 Cxf versus d/D

圖15 后體阻力系數(shù)隨d/D的變化Fig.15 Cxa versus d/D

與3.1.1節(jié)類似，取前體后端面中心點(diǎn)P1和后體前端面中心點(diǎn)P2，圖16給出P1和P2處cp變化曲線。隨著d/D的增大，P1處cp不斷減小，趨近于單獨(dú)前體的后端面的值；P2處cp基本呈增大趨勢，趨近于單獨(dú)后體前端面的值。

圖16 前體、后體端面中心點(diǎn)處cp隨d/D變化的曲線Fig.16 cp versus d/D at the central point of end surface

這表明，當(dāng)前體、后體間距較小時(shí)，由于前體、后體間高壓區(qū)的存在，對(duì)前體形成較大向前的壓差力，對(duì)后體產(chǎn)生向后的壓差力。隨著前體、后體間距的增大，前體、后體間形成的高壓區(qū)逐步減弱。雷箭分離方案設(shè)計(jì)時(shí)，需要在氣動(dòng)干擾分析的基礎(chǔ)上，結(jié)合分離過程彈道分析，選取恰當(dāng)?shù)那绑w、后體初始距離，使得雷箭盡快分離。

3.2 前體、后體側(cè)向氣動(dòng)力干擾因素

取前體xz對(duì)稱面與其表面的交線，圖17給出γ=20°、γ=45°和單獨(dú)狀態(tài)時(shí)該線上cp沿縱向的分布情況。與單獨(dú)前體狀態(tài)相比，前體被分離殼體包裹部分的表面壓力明顯增大，這表明分離殼體的存在對(duì)氣流有匯聚和擠壓的作用。研究雷箭分離過程中戰(zhàn)斗載荷特性時(shí)，必須充分考慮分離殼體對(duì)其氣動(dòng)干擾作用，設(shè)計(jì)合理的分離殼體長度及其與戰(zhàn)斗載荷的間隙。

圖17 前體表面壓力隨x/D變化曲線Fig.17 cp versus x/D for forebody

圖18和圖19分別給出了前體和后體側(cè)向氣動(dòng)力隨β的變化曲線。有分離殼體時(shí)，由于分離殼體的屏蔽作用，前體的側(cè)向力明顯變小，但后體的側(cè)向力會(huì)增大。無分離殼體時(shí)，對(duì)比d/D=1.3和d/D=7.8兩條線可知前體、后體間對(duì)彼此的側(cè)向力干擾作用并不明顯。

圖18 前體Czf隨β變化的曲線Fig.18 Czf versus β for forebody

圖19 后體Cza隨β變化的曲線Fig.19 Cza versus β for afterbody

3.3 分離殼體張開過程中氣動(dòng)特性

圖20所示為不同β下左分離殼體阻力系數(shù)隨γ變化的曲線。隨分離殼體γ的增加，其氣動(dòng)阻力迅速增大，在雷箭分離過程中有利于前體、后體縱向的快速拉開。

圖20 左分離殼體阻力隨γ變化曲線Fig.20 CxcL versus γ for left separating shells

為了研究分離殼體張開過程中內(nèi)外表面壓力分布的變化，取左分離殼體的xz對(duì)稱面與其表面的交線。圖21給出了β=0°不同張開角時(shí)和單獨(dú)分離殼體β=45°時(shí)該線上的壓力分布情況。分離殼體張開角γ越大，內(nèi)表面壓力越大，外表面壓力越小。對(duì)比γ=45°和單獨(dú)分離殼體可知：前體和后體對(duì)分離殼體外表面的壓力分布并無太大影響；在內(nèi)表面，越靠近分離殼體轉(zhuǎn)動(dòng)鉸鏈(x/D=0)處，由于流道越窄且氣流阻滯的原因，γ=45°的壓力越高于單獨(dú)分離殼體對(duì)應(yīng)位置的值。

圖21 左分離殼體表面壓力分布Fig.21 Surface pressure distribution for left separating shell

圖22給出了左右分離殼體MycL、MycR隨β變化的曲線圖，為便于比較，將右分離殼體MycR取反處理。在β為0°～5°范圍內(nèi)，MycL、MycR隨β幾乎呈線性變化。隨著β的增加，左右分離殼體MycL、MycR差異迅速增大。分離殼體張開角為20°時(shí)，1°側(cè)滑角即可導(dǎo)致二者偏航力矩產(chǎn)生11%的差異。左右分離殼體在偏航力矩上的差異會(huì)導(dǎo)致二者張開角不同步，進(jìn)而引起前體由于流場不對(duì)稱性而發(fā)生姿態(tài)偏轉(zhuǎn)，甚至與分離殼體干涉。因此，雷箭分離前要調(diào)整飛行彈道、減小側(cè)滑角，以降低左右分離殼體張開的不同步性。

圖22 左右分離殼體CMycL、CMycR隨β變化曲線Fig.22 CMycL,CMycR versus β for separating shells

4 結(jié)論

雷箭分離過程中前體、后體和分離殼體之間氣動(dòng)干擾嚴(yán)重，其氣動(dòng)特性與單獨(dú)狀態(tài)時(shí)截然不同。氣動(dòng)干擾特性與分離體間相對(duì)姿態(tài)和相對(duì)位置密切相關(guān)。主要結(jié)論如下：

1)分離殼體張開過程中，高速氣流涌入左右分離殼體和前體之間的流道，在前體、后體之間發(fā)生阻滯和回流，形成高壓區(qū)，導(dǎo)致前體受到向前的氣動(dòng)作用力，后體受到向后的氣動(dòng)作用力且大于其處于單獨(dú)狀態(tài)時(shí)的值，有利于雷箭分離。高壓區(qū)的作用隨著分離殼體張開角的增加而增強(qiáng)，隨著前體、后體相對(duì)距離的增加而減弱。雷箭分離方案設(shè)計(jì)時(shí)，需要選取恰當(dāng)?shù)那绑w、后體初始距離，提高分離安全性。

2)分離殼體對(duì)氣流有匯聚和擠壓作用，并且對(duì)側(cè)向來流有屏蔽作用。分析雷箭分離過程中戰(zhàn)斗載荷特性時(shí)，必須充分考慮分離殼體的氣動(dòng)干擾作用，優(yōu)化分離殼體主尺度及外形。

3)隨著分離殼體張開角的增加，其氣動(dòng)阻力迅速增大，有利于前體、后體縱向距離的快速拉開；雷箭分離前要調(diào)整飛行彈道、減小側(cè)滑角，以降低左右分離殼體張開的不同步性。

References)

[1] 王巍. 有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的多體分離過程非定常數(shù)值算法研究及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[D]. 長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2008.

WANG Wei. Numerical simulation technique research and experi-ment verification for un-steady multi-body flowfield involving relative movement[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2008.(in Chinese)

[2] Alam M,Zhou Y,Wang X W. The wake of two side-by-side square cylinders[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2011, 669(1):432-471.

[3] Zdravkovich M M. Review of flow interfer-ence between two circular cylinders in various arrangements[J]. Journal of Fluids Engineering, 1977, 99(4):618-633．

[4] 王金龍，王浩，陶如意，等. 子母彈不同艙段分離流場特性及運(yùn)動(dòng)特性研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(4)：490-496.

WANG Jin-long, WANG Hao, TAO Ru-yi, et al. The movement characteristics analysis of interference flow field on the separation of multi-bay cluster munition[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2016, 34(4): 490-496. (in Chinese)

[5] 劉述，楊杰，李靈，等. 制導(dǎo)航空子母炸彈高速拋撒分離數(shù)值仿真[J]. 指揮控制與仿真，2016，38(4)：107-112.

LIU Shu, YANG Jie, LI Ling, et al. The movement characteristics analysis of interference flow field on the separation of multi-bay cluster munition[J]. Command Control and Simulation, 2016, 38(4):107-112.(in Chinese)

[6] 王建，桑為民，黨明利，等. 導(dǎo)彈級(jí)間分離氣動(dòng)特性研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2012，32(5)： 137-140.

WANG Jian，SANG Wei-min， DANG Ming-li， et al. Investigation on missile aerodynamic characteristic during stage separation[J]. Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance, 2012, 32(5): 137-140.(in Chinese)

[7] Anandhanarayanan K, Arora K, Shah V, et al. Separation dynamics of air-to-air missile using a grid-free Euler solver[J]. Journal of Aircraft, 2013, 50(3):725-731．

[8] ?zgur Demir H，Alemdaroglu N. Trajectory calculation of a store released from a fighter aircraft[C]∥43rd AIAA Aerospace Sci-ences Meeting and Exhibit. Reno, NV, US:AIAA, 2005.

[9] 全涌，涂楠坤，顧明，等. 復(fù)雜截面高層建筑角對(duì)角布置的氣動(dòng)干擾機(jī)理研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2013，27(5)：16-23.

QUAN Yong, TU Nan-kun, GU Ming, et al. Mechanism research for aerodynamic inter-ference effect on high-rise buildings with complex section[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2013，27(5)：16-23.(in Chinese)

[10] 關(guān)世義, 馮郅仲. 國外飛航式反潛導(dǎo)彈淺析[J]．飛航導(dǎo)彈，2004(10): 2-9.

GUAN Shi-yi, FENG Zhi-zhong. Analysis on cruise missile in foreign countries[J]. Cruise Missile, 2004(10): 2-9.(in Chinese)

ResearchonMulti-bodyAerodynamicInterferenceDuringTorpedo-rocketSeparation

BAI Zhi-ning, CAI Wei-jun, ZHOU Jing-jun, WANG Ming-zhou

(The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi’an 710077, Shaanxi, China)

The torpedo-rocket separation technology is one of the key technologies for the rocket-assisted torpedo. Research on multi-body aerodynamic interference is fundamental for analysis of torpedo-rocket separation. The multi-body aerodynamic interference is analyzed based on CFD method and wind tunnel tests. The research results show that the high pressure region appears between the forebody and afterbody of torpedo due to the inrush and retardation of airflow once the separating shells stretch, which is beneficial for torpedo-rocket separation. The effect of high pressure region is enhanced with the increase in the open angles of shells, and is weakened with the increase in the space between forebody and afterbody. Thus it’s important to optimize the space to improve the safety of torpedo-rocket separation. The separating shells have the effects of converging, extruding and shielding on airflow, which should be taken into consideration in the design of separation scheme seriously. The sideslip angle may cause the stretching asynchronism of the separating shells . For the open angle of 20°, the sideslip angle of 1° results in 11% of difference between the yaw moments of two separating bodies.

ordnance science and technology; rocket-assisted torpedo; torpedo-rocket separation; aerodynamic interference； CFD method

TJ630.1

A

1000-1093(2017)11-2176-08

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.11.013

2017-02-13

海軍裝備預(yù)先研究項(xiàng)目(3020601030101)

白治寧(1988—)， 男， 工程師。 E-mail： bzn1006@126.com