白治宁,王明洲,王旅,周景军,王立文



箭分离时运载器-分离舱组合体运动特性非定常数值仿真

白治宁1, 王明洲1, 王 旅2, 周景军1,王立文1

(1. 中国船舶重工集团公司 第705研究所, 陕西 西安, 710077; 2. 中国人民解放军 91278部队, 辽宁 大连, 116041)

为了研究助飞鱼雷雷箭分离时运载器-分离舱组合体运动特性, 建立雷箭分离多体动力学模型并嵌入流场求解器, 采用重叠网格方法对雷箭分离过程进行非定常数值仿真, 并通过火箭橇试验验证了该仿真方法的合理性。采用该仿真方法对不同分离条件下运载器-分离舱组合体的运动特性进行分析。分析结果表明, 雷箭分离时运载器姿态变化对上、下分离舱张开的同步性影响较大, 同时运载器气动特性对其姿态变化有重要影响: 在气动力作用下, 分离攻角为1.5°和0°时, 运载器“抬头”而引起上、下分离舱张开过程严重不同步; 分离攻角为-1.5°时, 运载器俯仰姿态变化不大, 上、下分离舱张开同步性较好。因此, 设计雷箭分离方案时应综合考虑运载器气动特性和分离条件, 以提高雷箭分离安全性。

火箭助飞鱼雷; 多体动力学模型; 非定常数值仿真; 雷箭分离; 运动特性

0 引言

美国的“阿斯洛克”、韩国的“红鲨”等助飞鱼雷主要由火箭运载器、战斗载荷(鱼雷)和2片分离舱组成[1-2]。雷箭分离前, 2片分离舱将战斗载荷箍紧于运载器上。运载器携带战斗载荷在空中飞行至预定的雷箭分离点时, 控制系统发出雷箭分离指令, 2片分离舱打开, 高速气流涌入分离舱, 在气动力作用下, 分离舱绕铰链迅速张开, 释放战斗载荷, 分离舱张开至合适角度后从运载器上解脱, 然后自由飞行, 战斗载荷延时开伞减速入水[3]。

雷箭分离问题是典型的多体分离问题。多体分离问题广泛存在于航空、航天和兵器领域, 如子母弹分离、飞机外挂物投放和导弹级间分离等[4-8]。此类问题的共同点是多体间相对运动快, 气动干扰严重, 极易发生碰撞而引发分离故障, 进而导致整个飞行任务失败。国内外针对该类问题开展了不少非定常数值仿真工作[9-11]。

雷箭分离问题与子母弹分离、外挂物投放和导弹级间分离等相比, 涉及到的分离数目多, 初始间距很紧凑, 但在短暂的分离时间段内出现大幅相对运动, 空间拓扑结构异常复杂, 网格随物体间相对位置关系变化而需不断调整; 且多体间气动干扰及运动与流场耦合更为严重。雷箭分离问题的非定常数值仿真在网格处理、流场信息传递以及计算精度和计算效率等方面面临很多挑战。目前国内外关于雷箭分离问题数值仿真研究鲜有报道。

模拟多体相对运动的网格技术主要有3类: 重构网格、变形网格和重叠网格。重叠网格时将计算区域分成多个独立子区域, 各子区域网格随部件作刚性运动, 流场信息在网格重叠部分通过插值进行传递。因此, 重叠网格可以较好地保证网格质量, 实现对雷箭分离过程中多体快速、大幅相对运动的模拟。

雷箭分离时, 运载器与2片分离舱组成多体系统, 分离舱与运载器相互牵连, 运动状态复杂。文中基于拉格朗日方法建立雷箭分离多体动力学模型并嵌入流场求解器, 采用重叠网格技术对不同分离条件下雷箭分离过程进行非定常数值仿真, 分析雷箭分离时运载器和分离舱的气动力和姿态随时间的变化及其相互影响, 研究运载器-分离舱组合体运动特性, 为雷箭分离方案设计提供理论参考。

1 非定常数值仿真方法

雷箭分离过程涉及到战斗载荷(前体)、运载器(后体)、上分离舱和下分离舱4个分离体的相对运动, 如图1所示。

数值方法通过求解非定常雷诺平均N-S方程, 耦合雷箭分离多体动力学和运动学方程, 采用重叠网格对雷箭分离过程进行数值仿真。

1.1 流动控制方程

控制方程为非定常雷诺平均N-S方程, 即

湍流模型采用模型。

1.2 运载器-分离舱组合体动力学方程

雷箭分离时分离舱和运载器组成的多体系统遵循拉格朗日方程, 即

广义速度

广义力

根据虚位移原理, 可推得广义力表达式

系统总动能

1.3 动态重叠网格

采用动态重叠网格模拟上、下分离舱在气动力作用下的张开过程。将流场计算域分为静止域和运动域。静止域为整个流域; 运动域有4块, 分别固联于上分离舱、下分离舱、战斗载荷和运载器4个分离体, 随着各分离体一起运动。图4为重叠网格剖面图。

非定常计算过程中, 各网格子块随分离体运动, 它们之间的相对位置在不断变化, 导致网格间的重叠区域也在随时间变化。在每一时间步, 各网格块之间都要通过“挖洞”和插值方法交换流场信息[12-13]。

1.4 数据无量纲化

时间

分离舱张开角

分离舱法向气动力

运载器俯仰姿态角

运载器力矩

2 试验验证

设计火箭橇试验模拟分离舱张开过程, 通过火箭橇试验结果验证文中所采用的基于重叠网格的非定常数值方法的可行性。

2.1 试验方法

试验在火箭橇滑车上执行。火箭橇滑车主要由轨道、滑车、制动系统、测试设备和辅助设施等几部分组成[14], 如图5所示。

由于分离舱质量很小, 忽略其重力分量对张开过程的影响。试验时将实际尺度的助飞鱼雷水平固定安装于火箭橇滑车上, 雷体轴线与滑轨呈2.5°偏角, 以模拟侧滑角=2.5°的分离条件。由火箭推动滑车在滑轨上加速至=0.85模拟雷箭分离速度。火箭橇滑车上安装有高速摄像机, 试验前分别对上、下分离舱从0°打开到分离角度1过程进行多点静态标定, 以确定分离舱张开位置与张开角之间的关系, 作为试验后判读分离舱张开角的基准。试验时, 由固体火箭对火箭橇滑车进行加速, 当达到分离速度时, 控制系统发出指令, 分离舱在气动力作用下绕铰链迅速张开。当上、下分离舱张开至某一角度1后, 分离舱与运载器在铰链处解脱, 向两侧分离。试验过程中, 战斗载荷与运载器相对滑轨相对固定。试验过程中, 由橇载高速摄像机对分离舱张开过程进行拍摄记录。试验后, 通过橇载高速摄像机记录的图像数据及试验前静态标定结果, 对分离舱张开角随时间的变化关系进行判读。

2.2 试验与数值结果对比分析

为与火箭橇试验结果进行对比验证, 数值仿真采用的分离条件与火箭橇试验一致(=0.85、=2.5°), 且限制战斗载荷和运载器位置与姿态的变化, 仅模拟分离舱张开过程。图6和图7分别为上、下分离舱张开角随时间变化的曲线, 从图中可以看出, 非定常数值仿真结果与试验结果吻合良好, 验证了文中所采用的非定常数值仿真方法的合理性。

3 运载器-分离舱组合体运动特性分析

3.1 分离舱张开时间历程

3.2 分离舱法向气动力

3.3 运载器姿态变化

4 结束语

文中基于拉格朗日方法建立雷箭分离动力学模型, 采用重叠网格方法对雷箭分离动态过程进行非定常数值仿真。设计火箭橇试验模拟分离舱动态张开过程, 验证了文中针对雷箭分离所建立的数值仿真方法的合理性。通过数值仿真对不同分离条件下运载器-分离舱组合体的运动特性进行研究。

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(责任编辑: 陈 曦)

Unsteady Numerical Simulation on Motion Characteristics of Combination of Rocket and Separating-Capsules during Torpedo-Rocket Separation

BAI Zhi-ning1, WANG Ming-zhou1, WANG Lü2, ZHOU Jing-jun1, WANG Li-wen1

(1. The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi’an 710077, China; 2. 91278thUnit, The People’s Liberation Army of China, Dalian 116041, China)

To study the motion characteristics of the combination of rocket and separating-capsules, a multi-body dynamics model during torpedo-rocket separation is established based on Lagrange method and is embedded into the flow field solver. Unsteady numerical simulation on the torpedo-rocket separation is performed using the overset mesh method. The validity of the numerical method is proved through comparison with the experimental results of rocket sled. The motion characteristics of the combination of rocket and separating-capsules under different separating conditions are analyzed through simulation. It is shown that the attitude of the rocket has significant effect on the open synchronism of the upper and lower separating-capsules' during separation. And the aerodynamic characteristics of the rocket significantly influence its attitude change, i.e. when the separation attack angle is 1.5° or 0°, the rocket pitches up under the action of aerodynamic force, resulting in asynchronism of the separating-capsules. When the separation attack angle is –1.5°, the attitude of the rocket remains stable and the open synchronization of the separating-capsules keeps well. Thus the aerodynamics of the rocket as well as the interaction between the rocket and the separating capsules should be fully taken into account in design of torpedo-rocket separation scheme, and the separating condition should also be considered to improve the safety of separation.

rocket-assisted torpedo; multi-body dynamics model; unsteady numerical simulation; torpedo-rocket separation; motion characteristics

TJ630.1; TB301.2

A

2096-3920(2018)02-0122-07

10.11993/j.issn.2096-3920.2018.02.004

白治宁, 王明洲, 王旅, 等. 雷箭分离时运载器-分离舱组合体运动特性非定常数值仿真[J]. 水下无人系统学报, 2018, 26(2): 122-128.

2018-01-02;

2018-01-19.

海军装备部预先研究项目(3020601030101).

白治宁(1988-), 男, 工程师, 在读博士, 研究方向为空气动力学和多体动力学.