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空空导弹发动机尾流对后弹体烧蚀的数值分析

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白涛涛曹军伟王虎干沈欣

摘要：针对发动机尾流对空空导弹后弹体的烧蚀现象，采用CFD流场数值计算方法开展了三维流场数值计算，并与飞行试验结果进行对比，分析了尾流烧蚀后弹体的原因，研究了飞行高度及飞行马赫数对尾流烧蚀效应的影响，结果表明：高速外流与高温尾流在后弹体附近产生的流动干扰是尾流烧蚀后弹体的主要原因；飞行马赫数一定时，尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而严重；飞行高度一定时，尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增大而减弱；数值模拟与残骸上的烧蚀形貌一致，验证了计算方法的正确性。

关键词：空空导弹；后弹体；尾喷流；烧蚀；数值模拟

中图分类号： TJ760.1； V435+.14文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2018）04-0052-05

0引言

空空导弹飞行试验后，后弹体附近出现了比较严重的烧蚀痕迹，可能导致后弹体附近的电子设备在高温下出现故障，最终导致飞行试验失败。国内外研究机构在导弹尾流场方面开展了大量研究工作，主要集中在尾喷流对导弹底部阻力的影響[1]、尾喷流对载机进气道、机体及发射装置的影响[2-4]、不同尾翼受发动机尾喷流的作用[5]、尾喷流对导弹底部的热影响[6]、飞行器后体/尾喷流干扰流动研究[7-10]及导弹发动机尾流的工程计算等方面，但是针对发动机尾喷流对导弹后弹体的烧蚀研究则鲜见报道。因此，有必要针对发动机尾喷流对导弹后弹体的烧蚀情况开展研究。

简单的地面点火试验并不能再现导弹在空中的真实飞行状态，因此也就无法模拟真实飞行状态下发动机尾喷流对导弹后弹体的烧蚀情况。本文针对发动机尾喷流对导弹后弹体的烧蚀问题，采用CFD流场计算方法开展了三维流场数值计算，并与飞行试验残骸进行对比，分析了尾喷流烧蚀后弹体的原因，研究了飞行高度及飞行马赫数对后弹体烧蚀效应的影响。

1仿真计算

1.1物理模型及网格

1.1.1物理模型

本文研究的物理模型是空空导弹后弹体，模型由弹体、舵片及发动机组成，具体物理模型如图1所示，由于物理模型具有对称性，为了降低计算量，在研究过程中取模型的四分之一进行网格划分和数值计算。

1.1.2计算网格

仿真计算网格总数约400万，均为纯六面体结构化网格，网格在后弹体及舵片附近进行了局部加密，如图2所示，弹体底部区域的壁面第一层网格高度约0.1 mm。

1.2数值模拟

1.2.1简化假设

导弹在空中飞行时，后弹体附近来流与发动机尾喷流相互掺混干扰，其流动特征非常复杂，因此在计算时做如下假设：

（1）不考虑尾流与外部大气的化学反应；

（2）不考虑尾流中的烟尘和粒子，假设发动机尾流为纯气相的流动现象；

（3）为了降低计算量，采用单一组分来替代多组分的发动机尾流；

（4）忽略辐射对发动机尾流的影响。

1.2.2计算工况

为了研究不同飞行高度和飞行速度对后弹体烧蚀现象的影响，共设置了4个计算工况，具体如表1所示。

1.2.3控制方程

1.2.4组分传输模型

1.2.5计算方法

航空兵器2018年第4期白涛涛，等：空空导弹发动机尾流对后弹体烧蚀的数值分析求解算法选用基于密度的隐式耦合求解器，湍流模型采用标准k-ε两方程湍流模型，近壁面处理采用标准壁面函数方法，流动采用二阶迎风离散格式。为了降低计算量，将多组分的发动机燃气简化为单一组分，采用热力计算确定燃气的物性参数并参与最终的计算过程，空气仅保留O2和N2两种组分，其他组分忽略不计。

1.2.6边界条件

仿真计算所需的边界条件类型包括压力远场边界、压力入口边界、无滑移固壁边界、压力出口边界及对称面边界等，具体参数如表2所示。

2计算结果及分析

2.1后弹体烧蚀原因分析

以飞行高度5 km、飞行马赫数2.0工况为例，分析尾流对导弹后弹体产生烧蚀现象的作用机理。图3为后弹体表面的燃气质量浓度分布图，由图可见，在后弹体的绝大部分区域，燃气的质量浓度均为0，只有在弹体底部区域和与弹体底部相邻的部分壳体上存在一定浓度的燃气，说明一部分高温燃气在被排出喷管后到达过该区域，存在烧蚀该区域的潜在可能性。

图4为后弹体表面的马赫数、温度及壁面极限流线分布图。由壁面极限流线分布可见，外部气流流线从弹头流向后弹体方向，一部分气流流线从弹体底部流向弹头方向，两者在后弹体附近相交，并在该区域产生大面积的旋流区。由马赫数和温度分布云图可见，在后弹体靠近弹体底部附近存在非常显著的低速区和高温区，两者所处位置与旋流区基本重叠。

综合上述分析可以得出发动机尾流烧蚀后弹体的主要原因是高速外流在后弹体附近与发动机排出的高温尾喷流产生干扰流动，并在该区域产生大面积的旋流区，继而使得外流不断裹挟高温燃气进入该区域，最终对该区域产生严重烧蚀。

2.2不同飞行高度和马赫数的影响

图5为不同飞行高度和马赫数情况下的弹体温度分布云图。由图可见在飞行马赫数一定的情况下，随着飞行高度的增加，后弹体附近的高温区面积随之增大，说明尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而增强；在飞行高度一定的情况下，随着飞行马赫数的增大，后弹体附近的高温区面积随之减小，说明尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增加而减弱。

2.3试验验证

采用飞行试验后的导弹后弹体残骸来验证计算方法的正确性，图6为计算得到的后弹体温度分布云图和飞行试验后的后弹体残骸照片。由图6（a）可见，高温区主要分布在弹体底部区域和与弹体底部相邻的壳体上的局部区域，该区域应为主要的尾流烧蚀影响区。由图6（b）中的试验残骸可以发现，除了导弹底部区域以外，在与弹体底部相邻的壳体上也存在4个局部过热区。计算得到的高温区分布与试验残骸上的烧蚀形貌吻合较好，有效验证了计算方法的正确性。

3结论

本文采用CFD数值计算方法，进行发动机尾喷流对后彈体烧蚀作用的数值计算，并与飞行试验残骸做对比分析，得到如下研究结论：

（1）发动机尾流烧蚀后弹体的主要原因是高速外流在后弹体附近与发动机排出的高温尾喷流产生干扰流动，并在该区域产生大面积的旋流区，继而使得外流不断裹挟高温燃气进入该区域，最终对该区域产生严重烧蚀；

（2）在飞行马赫数一定的情况下，尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而增强；

（3）在飞行高度一定的情况下，尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增大而减弱；

（4）仿真计算结果与飞行试验残骸上的烧蚀形貌吻合较好，证明了计算方法的正确性。

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Abstract： Aiming at the ablation of rocket plume on airtoair missile to afterbody， the 3D flow field is simulated using CFD method， which is compared with the result of flying test， in order to analyze the common cause of ablation and investigate the influence of flying altitude and Mach number on ablation. The results show that the main factor leading to ablation of plume on afterbody is the flow interference of high speed external flow and high temperature plume. Under certain flying Mach number， the ablation of plume on afterbody will become more serious with the raise of flying altitude. Under certain flying altitude， the ablation of plume on afterbody will become weakened with the increasing of flying Mach number. The simulation results is consistent with the ablation morphology of missile wreckage which validates the correctness of computational method.

Key words： airtoair missile； afterbody； exhaust plume； ablation； numerical simulation

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