一種帶副翼無(wú)傘末敏彈氣動(dòng)特性仿真分析*

李 恒,郭 銳,劉榮忠

(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

一種帶副翼無(wú)傘末敏彈氣動(dòng)特性仿真分析*

李 恒,郭 銳,劉榮忠

(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094)

為了探究不同尾翼末敏彈的氣動(dòng)特性,設(shè)計(jì)了帶有副翼結(jié)構(gòu)的無(wú)傘末敏彈模型,借助計(jì)算流體力學(xué)建立了無(wú)傘末敏彈的氣動(dòng)力仿真模型。數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明不同尾翼結(jié)構(gòu)對(duì)末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角和阻力系數(shù)有較大影響。當(dāng)翼展從150 mm增至250 mm時(shí),末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角從43°減至16°,阻力系數(shù)從0.78增至1.61。當(dāng)副翼斜置角從0°增至60°時(shí),穩(wěn)態(tài)落角、導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和阻力系數(shù)也在發(fā)生變化。這將為無(wú)傘末敏彈的設(shè)計(jì)提供有益參考。

無(wú)傘末敏彈;計(jì)算流體力學(xué);氣動(dòng)特性;副翼

0 引言

末敏彈穩(wěn)態(tài)掃描技術(shù)主要包括有傘掃描和無(wú)傘掃描。大多數(shù)國(guó)家研制的末敏彈采用有傘掃描,如美國(guó)的“SADARM”末敏彈和德國(guó)的“SMART”末敏彈。末敏彈的無(wú)傘化是其一個(gè)重要發(fā)展方向。因此,國(guó)內(nèi)外開展了一系列關(guān)于無(wú)傘末敏彈的理論研究和實(shí)驗(yàn)研究。其中,顧建平和舒敬榮等[1-2]研究了單翼末敏彈的運(yùn)動(dòng)特性,胡志鵬、呂勝濤和郭銳等[3-7]研究了雙翼末敏彈的氣動(dòng)特性,周志起等[8]研究了三翼末敏彈的氣動(dòng)特性。

由于上述研究的無(wú)傘末敏彈的尾翼有效面積均較小,所以導(dǎo)致末敏彈的穩(wěn)態(tài)落速較大,這就為末敏彈的掃描運(yùn)動(dòng)帶來(lái)極大的挑戰(zhàn)?；诖?文中提出一種新型可伸縮展開翼結(jié)構(gòu),以增大末敏彈的阻力,并

借助Fluent仿真軟件分析了該新型翼結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)特性變化規(guī)律,文中主要研究?jī)?nèi)容包括兩部分:1)翼B展長(zhǎng)變化時(shí),末敏彈穩(wěn)態(tài)落角和阻力系數(shù)的變化規(guī)律。2)不同副翼展長(zhǎng)在不同斜置角下,末敏彈穩(wěn)態(tài)落角、導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和阻力系數(shù)的變化規(guī)律。

1 氣動(dòng)布局模型

圖1為兩種伸縮展開翼結(jié)構(gòu),末敏彈彈體為圓柱體,尺寸為Φ110 mm×135 mm;翼A弦長(zhǎng)和展長(zhǎng)分別為100 mm和300 mm;其中,圖1(a)所示為改變翼展結(jié)構(gòu),翼B弦長(zhǎng)為100 mm,定義翼B展長(zhǎng)為L(zhǎng);圖1(b)所示為增加副翼后結(jié)構(gòu),副翼弦長(zhǎng)為100 mm,定義副翼展長(zhǎng)為H,副翼斜置角為γ,翼B與副翼展向中心線共線;定義末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角為α,即彈軸與鉛垂方向的夾角。

2 數(shù)值仿真模型

計(jì)算域?yàn)閳A柱形區(qū)域,流場(chǎng)軸向取22.2倍彈長(zhǎng),徑向取14.5倍彈徑,采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,為了保證計(jì)算的精度,采用兩級(jí)分割,保證末敏彈附近網(wǎng)格致密。定義相應(yīng)邊界條件。定義末敏彈參考面積S=0.069 5 m2,參考長(zhǎng)度l=0.005 87 m(彈體質(zhì)心至阻心距離)。

3 仿真結(jié)果及分析

獲得穩(wěn)態(tài)落角α的方法:定義質(zhì)心到彈體頂部的距離為0.6倍彈體長(zhǎng)度,且質(zhì)心位于彈軸上,在翼A中心線和彈軸所確定的平面內(nèi),對(duì)質(zhì)心取矩,若矩為零,則所得攻角即為穩(wěn)態(tài)落角。本例中通過(guò)不斷調(diào)試落角α的大小,采用逐漸逼近的方法,最終獲得穩(wěn)態(tài)落角α。

3.1 翼B展長(zhǎng)對(duì)氣動(dòng)特性的影響

壓力分布:圖2為翼B展長(zhǎng)取180 mm時(shí)壓力云圖?？梢钥闯?高壓區(qū)主要分布在彈體頭部表面、彈體側(cè)壁迎風(fēng)區(qū)和尾翼迎風(fēng)區(qū),低壓區(qū)主要分布在彈體尾部表面、彈體側(cè)壁背風(fēng)區(qū)和尾翼背風(fēng)區(qū)。大面積的高壓區(qū)有利于末敏彈減速。

圖2 翼B展長(zhǎng)為180 mm時(shí)的壓力云圖

為了探究翼B展長(zhǎng)L對(duì)末敏彈穩(wěn)態(tài)落角α和阻力特性的影響,保持翼A弦長(zhǎng)為100 mm,展長(zhǎng)為300 mm,保持翼B弦長(zhǎng)為100 mm,令翼B展長(zhǎng)L分別為150、160、170、180、190、200、210、220、230、240和250 mm,進(jìn)行仿真計(jì)算,通過(guò)不斷調(diào)試末敏彈穩(wěn)態(tài)落角α的大小,最終獲得了不同翼B展長(zhǎng)L下的穩(wěn)態(tài)落角α的變化規(guī)律,如圖3(a)所示。另外,獲得了不同翼B展長(zhǎng)的末敏彈在穩(wěn)態(tài)落角工況下阻力系數(shù)的變化規(guī)律,如圖3(b)所示。

圖3 末敏彈翼B取不同展長(zhǎng)時(shí)的氣動(dòng)特性

由圖3(a)可以看出,隨著翼B展長(zhǎng)的增大,末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角不斷減小,從43°減至16°,這是由于末敏彈質(zhì)心右側(cè)的有效迎風(fēng)面積隨著翼B展長(zhǎng)的增大而增大,唯有將穩(wěn)態(tài)落角減小才可以使得質(zhì)心左右兩側(cè)的有效迎風(fēng)面積相等,以形成穩(wěn)態(tài)運(yùn)動(dòng)。由圖3(b)可以看出,隨著翼B展長(zhǎng)的增大,末敏彈的阻力系數(shù)不斷增大,從0.78增至1.61,這是由于翼B展長(zhǎng)的增大和穩(wěn)態(tài)落角的減小均有利于末敏彈有效迎風(fēng)面積的增大,從而使末敏彈阻力系數(shù)增加。

3.2 副翼展長(zhǎng)和斜置角對(duì)氣動(dòng)特性的影響

壓力分布:圖4為副翼斜置角取30°時(shí)壓力云圖。尾翼的形狀和安裝位置不同導(dǎo)致壓力分布也略有不同,當(dāng)副翼有一定斜置角時(shí),副翼下側(cè)迎風(fēng)面為高壓區(qū),上側(cè)迎風(fēng)面為局部低壓區(qū),這就產(chǎn)生了導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩。副翼上側(cè)產(chǎn)生低壓區(qū)的原因類似于飛機(jī)機(jī)翼翼尖處產(chǎn)生的翼尖渦,在翼B的翼尖處產(chǎn)生翼尖渦,這導(dǎo)致副翼上側(cè)為局部低壓區(qū)。

圖4 副翼斜置角為30°時(shí)的壓力云圖

為探究副翼展長(zhǎng)H和斜置角γ對(duì)末敏彈導(dǎo)轉(zhuǎn)特性、穩(wěn)態(tài)落角α和阻力特性的影響,保持翼A弦長(zhǎng)為100 mm,展長(zhǎng)為300 mm,翼B弦長(zhǎng)為100 mm,展長(zhǎng)為180 mm。對(duì)弦長(zhǎng)為100 mm,展長(zhǎng)H分別為30、40和50 mm的副翼進(jìn)行仿真,令副翼斜置角γ分別為0°、10°、20°、30°、35°、40°、45°、50°、和60°。通過(guò)不斷調(diào)試末敏彈落角α的大小,最終獲得不同展長(zhǎng)副翼在不同斜置角γ下的穩(wěn)態(tài)落角α的變化規(guī)律,如圖5(a)所示。另外,獲得了不同斜置角副翼末敏彈在穩(wěn)態(tài)落角工況下導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和阻力系數(shù)的變化規(guī)律,如圖5(b)和圖5(c)所示。

由圖5(a)可以看出,當(dāng)副翼斜置角一定時(shí),副翼展長(zhǎng)越大,則其穩(wěn)態(tài)落角就越小,這是由于隨著副翼展長(zhǎng)的增大,質(zhì)心右側(cè)的有效迎風(fēng)面積增大,唯有將穩(wěn)態(tài)落角減小才可以使得質(zhì)心左右兩側(cè)的有效迎風(fēng)面積相等;當(dāng)副翼展長(zhǎng)一定時(shí),隨著副翼斜置角的增大,穩(wěn)態(tài)落角逐漸增大,這是由于隨著副翼斜置角的增大,質(zhì)心右側(cè)的有效迎風(fēng)面積不斷減小,唯有將穩(wěn)態(tài)落角增大才可以使得質(zhì)心兩側(cè)的有效迎風(fēng)面積相等。由圖5(b)可以看出,當(dāng)副翼斜置角一定時(shí),副翼展長(zhǎng)越大,則其導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)就越大,這是由于產(chǎn)生導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩的有效迎風(fēng)面積在增大;當(dāng)副翼展長(zhǎng)一定時(shí),隨著斜置角的增大,導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)先增大后減小,并在45°附近取得最大值。由圖5(c)可以看出,當(dāng)副翼斜置角一定時(shí),副翼展長(zhǎng)越大,則其阻力系數(shù)就越大,這是由于末敏彈的有效迎風(fēng)面積在增大;當(dāng)副翼展長(zhǎng)一定時(shí),隨著副翼斜置角的增大,其阻力系數(shù)不斷減小,這是由于末敏彈的有效迎風(fēng)面積在減小。

圖5 末敏彈副翼取不同斜置角時(shí)的氣動(dòng)特性

4 結(jié)論

1)隨著翼B展長(zhǎng)的增大,末敏彈穩(wěn)態(tài)落角不斷減小,若將末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角控制在30°附近,則可以將翼B展長(zhǎng)取在190～210 mm。

2)可以通過(guò)增大副翼展長(zhǎng)來(lái)增大導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù),也可以通過(guò)將副翼斜置角設(shè)在45°附近取得最大的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。

3)若副翼斜置角取45°,副翼展長(zhǎng)取在30～50 mm,則可以實(shí)現(xiàn)末敏彈的穩(wěn)態(tài)落角α在28°～32°范圍內(nèi)變化。

[1] 顧建平, 韓子鵬. 單翼與有傘末敏子彈的掃描比較及分析 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2011, 31(1): 123-124.

[2] 舒敬榮, 張邦楚, 韓子鵬, 等. 單翼末敏彈掃描運(yùn)動(dòng)研究 [J]. 兵工學(xué)報(bào), 2004, 25(4): 415-420.

[3] 胡志鵬, 劉榮忠, 郭銳. 基于FLUENT的雙翼末敏彈氣動(dòng)特性研究 [J]. 飛行力學(xué), 2013, 31(1): 53-60.

[4] 胡志鵬, 劉榮忠, 郭銳. 兩種典型尾翼形狀對(duì)無(wú)傘末敏彈氣動(dòng)特性的影響 [J]. 南京理工大學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 36(5): 739-744.

[5] 呂勝濤, 劉榮忠, 郭銳, 等. S-C型雙翼末敏彈尾翼結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì) [J]. 彈道學(xué)報(bào), 2014, 26(2): 6-12.

[6] 呂勝濤, 劉榮忠, 郭銳, 等. S-S雙翼末敏彈氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì) [J]. 兵工學(xué)報(bào), 2013, 34(9): 1150-1155.

[7] 郭銳, 劉榮忠, 王本河, 等. 一種非對(duì)稱雙翼結(jié)構(gòu)彈丸減速導(dǎo)旋特性試驗(yàn)研究 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2009, 29(5): 249-254.

[8] 周志起, 趙潤(rùn)祥, 韓子鵬, 等. 末敏子彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與氣動(dòng)特性分析 [J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 31(1): 15-21.

Simulation Analysis on Aerodynamic Characteristics of Non-fin TSP with Aileron

LI Heng,GUO Rui,LIU Rongzhong

(School of Mechanical Engineering. NUST, Nanjing 210094, China)

To study aerodynamic characteristics of terminal sensitive projectile (TSP) with different wings, non-fin TSP with aileron was designed. The simulation models of non-fin TSP were established by using computational fluid dynamics. The results show that TSP has different stable angles and drag coefficients when having different wings. When the span increases to 250 mm from 150 mm, the stable angle decreases to 16° from 43°, the drag coefficient increases to 1.61 from 0.78. The stable angle, torque coefficient and drag coefficient are different when the aileron oblique angle increases to 60° from 0°. This paper can provide helpful references for design of non-fin TSP.

non-fin TSP; computational fluid dynamics; aerodynamic characteristics; aileron

2014-09-19

國(guó)家自然科學(xué)基金-青年科學(xué)項(xiàng)目(11102088);國(guó)家自然科學(xué)基金(11372136)資助

李恒(1993-),男,山東煙臺(tái)人,學(xué)士,研究方向:流體力學(xué)、靈巧彈藥空氣動(dòng)力學(xué)。

TJ414.5

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