ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ РАКЕТЫ AGM-88 HARM

COMPUTATIONAL MODELING OF THE AERODYNAMICS OF THE AGM-88 HARM HIGH-SPEED ROCKET

Nikolay Popov

Undergraduate student, D. F. Ustinov Baltic State Technical University, Russia, Saint Petersburg

Аннотация. В настоящее время разработка современных высокоскоростных самонаводящихся ракет занимает одну из ключевых позиций в военной промышленности. В статье выполнено численное моделирование движения высокоскоростной противорадиолокационной ракеты в набегающем аэродинамическом потоке с разными граничными условиями и выявлено влияние конструктивных особенностей испытуемой модели на его аэродинамическое качество.

Abstract. Currently, the development of modern high-speed homing missiles occupies one of the key positions in the military industry. The article performs numerical simulation of the motion of a high-speed anti-radar missile in an incoming aerodynamic flow with different boundary conditions and reveals the influence of the design features of the tested model on its aerodynamic quality.

В 1983 году на вооружение ВВС и авиации ВМС США была принята новая противорадиолокационная ракета HARM АGМ-88 (High-speed Anti-Radiation Missile). В отличие от ракет "Shrike" и "Standard-АRМ", кроме наземных и корабельных PЛС систем управления зенитным оружием, она может поражать радиолокационные станции раннего обнаружения и наведения истребителей. По американским данным ракета способна поражать РЛС как непрерывного, так и импульсного излучения, работающие в режимах перестройки частоты [1].

Рисунок 1. Высокоскоростная противорадиолокационная ракета AGM-88

Противорадиолокационная ракета АGМ-88 разработана компанией Alliant Techsystems. К началу 1998 года было произведено более 25 тыс. ракет HARM модификаций А, В и С. Ракета HARM состоит на вооружении армий многих стран мира, в том числе Германии, Италии, Испании, Турции, Греции и Республики Корея.

Численное моделирование выполнялось в пакете программ Ansys. При расчете обтекания высокоскоростной ракеты использовалось уравнения Навье – Стокса:

где – статическое давление,  и  – молекулярная и турбулентная (полученная путем осреднения различных функционалов от мелкомасштабных пульсаций) компоненты тензора вязких напряжений,  – гравитационная сила,  – внешние силы,  - эффективный коэффициент теплоотдачи,  - диффузионный член,  - источниковый член энергии [2].

Геометрия исследуемого объекта представлена на рисунке 1. На рисунке 2 представлена геометрия расчетной области.

Рисунок 2. Геометрия сверхзвуковой ракеты AGM-88

Рисунок 3. Геометрия расчетной области

При построении сетки в расчетной области используется сгущение сетки в приповерхностной области. Количество ячеек расчетной сетки 4366233. На рисунках 3–4 представлена построенная сеточная область.

Рисунок 4. Сеточная область задачи

Рисунок 5. Сгущение расчетной сетки в приповерхностной области

На границах расчетной области рассматриваемой задачи задавались следующие параметры набегающего потока: параметр скорости задан в безразмерном виде числом Маха  = 2.8, рассмотрены углы атаки α = 0º, 5º и 10º, давление  = 12112 Ра (при высоте полета в 15 км), температура  = 216 K (при высоте полета в 15 км).

В результате численного моделирования при заданных граничных условиях были получены поля распределения газодинамических величин, позволяющих оценить аэродинамическую картину при обтекании модели ракеты сверхзвуковым потоком при разных углах атаки (рисунки 15–28).

Рисунок 6. Картина распределений чисел Маха (M_∞ = 2,8; α = 0˚)

Рисунок 7. Картина распределений чисел Маха (M_∞ = 2,8; α = 5˚)

Рисунок 8. Картина распределений чисел Маха (M_∞ = 2,8; α = 10˚)

Рисунок 9. Картина распределения давления (α = 0˚(сверху), α = 5˚(слева), α = 10˚(справа))

Рисунок 10. Картина распределения градиента плотности (α = 0˚)

Рисунок 11. Картина распределения градиента плотности (α = 5˚)

Рисунок 12. Картина распределения градиента плотности (α = 10˚)

Рисунок 13. Распределение линий тока числа Маха по поверхности ракеты (α = 0˚)

Рисунок 14. Распределение линий тока числа Маха по поверхности ракеты (α = 5˚)

Рисунок 15. Распределение линий тока числа Маха по поверхности ракеты (α = 10˚)

По полученным результатам отображения градиента плотности (рисунки 10–12) видно, что сверхзвуковой поток, набегающий на головку ракеты, тормозится в точке разветвления струи, что влечет за собой появление зон с дозвуковой скоростью и приводит к появлению головной ударной волны. Полученные результаты расчета позволяют визуализировать дополнительные скачки уплотнения, появляющиеся в областях конструктивных особенностей сверхзвуковой ракеты, например, в области узла стыковки боевой части с основанием ракеты.

При увеличении угла атаки наблюдаются отклонения от симметрии головного скачка уплотнения и появление новых скачков уплотнения между воздушным крылом управления и хвостовым стабилизатором ракеты (рисунок 12). В этом случае хорошо прослеживается изменение картины течения около обтекаемого объекта и в следе за ним (рисунок 15), что неизбежно приводит к изменению аэродинамических характеристик ракеты.

Анализ результатов численного моделирования рассмотренной задачи показал, что конструктивные особенности компоновки высокоскоростной ракеты AGM-88 неблагоприятно влияют на аэродинамическое качество испытуемой модели, что негативно сказывается на стабилизации полета ракеты в набегающем потоке.