弹射救生火箭橇气动特性数值模拟及试验验证.pdf
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1、第 卷第 期 年 月弹道学报 .收稿日期:基金项目:国家自然科学基金项目()作者简介:解珍珍()女研究员研究方向为火箭橇总体技术:.通信作者:李康()男助理研究员研究方向为火箭橇 仿真技术:.:./.()弹射救生火箭橇气动特性数值模拟及试验验证解珍珍董龙雷李 康胡云飞张启洞(.西安交通大学 航天航空学院陕西 西安.中国兵器工业试验测试研究院陕西 渭南)摘要:针对高速运行条件下飞机弹射救生试验难题全尺寸火箭橇试验是低风险、高费效比的研究手段 为确定气动力对弹射救生火箭橇工作状态的影响本文建立了全尺寸双轨弹射救生火箭橇模型在 平台上对比分析了、和 这 种湍流模型对数值模拟结果的影响结果表明湍流模型
2、对计算结果相对误差小于.基于 湍流模型对弹射救生火箭橇橇体和座舱两部分的气动特性进行了数值模拟 结果表明:亚音速和跨音速条件下弹射救生火箭橇的等效阻力系数随速度的增加而单调递增橇体和座舱阻力之比随速度增加呈现先减少后增加的规律火箭橇橇体对弹射救生座舱舱盖的阻力、升力及压强影响均较小两者计算误差小于 火箭橇流场对飞机座舱舱盖切割性能测试影响较小 在亚音速条件下开展了弹射救生火箭橇试验实验结果与计算值吻合较好验证了数值模拟方法的可靠性研究结论可为飞机弹射救生试验提供思路关键词:弹射救生火箭橇气动特性数值模拟试验中图分类号:文献标志码:文章编号:()(.):.().:第 期解珍珍等 弹射救生火箭橇气
3、动特性数值模拟及试验验证 弹射救生是飞机出现故障或遭受破坏时保护飞行员安全逃生的重要手段 自 世纪 年代以来弹射救生组件已成为多种飞机的核心系统之一目前针对弹射救生技术的主要研究方法包括飞行测试、理论分析、风洞试验、数值模拟、火箭橇试验等 飞行测试危险且获得的数据有限理论分析方法难以获得复杂形面(飞机)的流场大批量的风洞试验成本过高且无法进行全尺寸试验因此高费效比的火箭橇试验成为弹射救生技术研究的主要途径国内外均有众多单位开展基于火箭橇的弹射救生技术研究 国外火箭橇研究比较广泛和深入取得的成果包括开发了空气动力学仿真软件()构建了专用火箭橇金属橡胶减震器揭示了火箭发动机特性对火箭橇试验影响规律
4、等 国内火箭橇起步和研究较晚主要开展了火箭橇理论、结构设计、弹道控制、数值模拟等方面研究并取得了火箭橇新结构、揭示了地面效应原理等 一 些 成 果 有 效 促 进 了 火 箭 橇 技 术 的 发展 然而国内外针对弹射救生火箭橇的气动特性研究较少火箭橇试验对弹射座舱影响规律研究不足尤其缺少气动力变化对弹射座舱弹射特性影响的研究本文基于计算流体力学方法对弹射救生火箭橇气动特性进行数值模拟获得火箭橇主要部分的气动阻力特性、运行速度对气动阻力影响规律并开展火箭橇试验验证研究结论 弹射救生火箭橇气动原理弹射救生火箭橇试验是依靠火箭发动机推进的高速轨道试验包括加速、巡航、减速、刹车等不同的运行阶段其中巡航
5、段是弹射救生试验的主要工作区间 火箭橇运行过程中的受力主要包括火箭发动机推力橇体气动阻力和轨道摩擦阻力 气动阻力主要包括压差阻力和摩擦阻力两部分 在弹射救生火箭橇主要运行的亚音速和跨音速条件下橇体气动阻力与空气密度、流速、湿度、温度、橇体形状等诸多因素有关可采用式()近似计算 由于橇体运行过程中通常认为迎风面积和密度恒定故可将式()等效代换定义等效气动阻力如式()所示:()()式中:为气动阻力 为风速 为空气密度 为迎风面积为阻力系数为等效阻力系数计算弹射救生火箭橇气动阻力时空气阻力系数是一个综合影响系数受速度、形状等参数影响对于具体的弹射救生火箭橇试验其值难以采用经验法或查表法等方式获得 因
6、此数值模拟是获得弹射救生火箭橇运行的实际气动阻力的有效手段弹射救生火箭橇的形状复杂、运行速度高湍流模型对仿真结果有重要影响 常用湍流模型包括:单方程模型()、双方程模型(、)、雷诺应力模型和大涡模拟等 本文以、剪切压力传输()种典型双方程模型作为研究对象 模型模型综合了 模型在近壁区计算的优点和标准模型在远场计算的优点适用性更好其核心的湍流涡黏系数 由式()获得:()()式中:为模型参数 为湍流动能 为单位湍动能耗散率 为应变率的不变测度为一个混合函数 仿真计算.数学模型本文以弹射救生火箭橇为研究对象基于流体仿真软件 中进行数值模拟 弹射救生火箭橇采用双轨道形式单/双火箭发动机推进 火箭橇结构
7、分为橇体、飞机座舱两个主要部分其中火箭发动机、卡箍等其他构件合并进入橇体部分三维建模后采用 软件对弹射救生火箭橇模型进行网格划分结果如图 所示 以弹射救生火箭橇为中心的整体流场为扇形尺寸为弹射救生火箭橇长度的 倍 弹射救生火箭橇模型的表面网格整体尺寸为 圆角、接头等布局网格细化 该网格模型以非结构四面体网格为主通过网格无关性验证选用的网格拓扑节点数约 万网格单元规模约 万该仿真模型的入口马赫数 为.温度为.大气压强为 流动方向为正对火箭橇座舱(飞机机头)湍流强度为中等火箭橇各部分与空气的接触面为绝热、无滑移的固体表面弹道学报第 卷图 弹射救生火箭橇网格划分 .仿真结果及分析.仿真结果以典型工况
8、 /(.)为例计算的弹射救生火箭橇仿真模型的速度流线如图 所示 由图 可知计算获得的速度流线平滑亚音速条件下座舱下部通过的气流有效抑制了橇体尾部的湍流减少了压差阻力 该工况下火箭橇表面最大气动压力为 最大速度位于火箭橇座舱顶端为 /忽略振动冲击和气动压力导轨与橇体之间垂直方向的作用力主要为橇体自重 由于火箭发动机燃料仅占橇体自重的一部分可近似认为橇体与导轨的摩擦阻力恒定 因此该火箭橇运行时的阻力变化基本由气动阻力决定图 弹射救生火箭橇的速度流线(.)(.).湍流模型影响分别以 /和 /作为弹射救生火箭橇在亚音速和跨音速运动状态的典型工况对比湍流模型对橇体气动阻力和等效阻力系数的影响结果如图 所
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