基于Fluent的彈體氣動(dòng)特性計(jì)算與分析

伍　星，盧永剛，宋　瓊，張　濤

(中國(guó)工程物理研究院　a.總體工程研究所; b.流體物理研究所，四川 綿陽　621900)

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基于Fluent的彈體氣動(dòng)特性計(jì)算與分析

伍星a，盧永剛a，宋瓊a，張濤b

(中國(guó)工程物理研究院a.總體工程研究所; b.流體物理研究所，四川 綿陽621900)

摘要：應(yīng)用仿真軟件FLUENT，研究了某型號(hào)彈體在不同攻角和來流馬赫數(shù)的工況下的氣動(dòng)特性。湍流模型采用FLUENT中的單方程模型解決壁面限制的流動(dòng)問題。通過建立幾何模型、劃分計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格、設(shè)置FLUENT中相關(guān)參數(shù)并進(jìn)行多次迭代直到收斂，得到彈體對(duì)應(yīng)工況下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析。結(jié)果表明，采用FLUENT仿真的方式能夠較快地得到彈體的氣動(dòng)參數(shù)，為彈道設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞：攻角；馬赫數(shù)；升力系數(shù)；阻力系數(shù)；俯仰力矩系數(shù)；氣動(dòng)特性

Citation format:WU Xing，LU Yong-gang，SONG Qiong, et al.Fluent-Based Calculation and Analysis of Missile Aerodynamic Characteristics[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(2):22-25.

氣動(dòng)特性對(duì)彈道的設(shè)計(jì)與控制十分重要[1-4]。風(fēng)洞試驗(yàn)是傳統(tǒng)的方法，但成本巨大[5]。用FLUENT進(jìn)行氣動(dòng)特性分析[6]，不僅簡(jiǎn)單易行，而且花費(fèi)少。

趙洪章等[7]采用k-ε雙方程湍流模型對(duì)彈體不同工況對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)特性進(jìn)行仿真，得到了全彈的氣動(dòng)系數(shù)。李楠等[8]采用單方程湍流模型對(duì)飛行器氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行仿真。但是文中只對(duì)其中一種工況進(jìn)行仿真，體現(xiàn)不出彈體氣動(dòng)參數(shù)隨攻角和來流馬赫數(shù)變化的規(guī)律。

運(yùn)用FLUENT求解氣動(dòng)參數(shù)的過程為：首先進(jìn)行幾何建模、劃分網(wǎng)格和設(shè)定邊界條件；然后在Fluent中選擇計(jì)算模型、定義流體物理屬性、設(shè)置操作環(huán)境和邊界條件等；最后進(jìn)行迭代直到整個(gè)求解域數(shù)值解的最小殘差收斂到目標(biāo)殘差，得到彈體對(duì)應(yīng)工況下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。

1計(jì)算域

對(duì)計(jì)算域進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，結(jié)果如圖1、圖2所示。計(jì)算域外層是半徑為2 000 mm、高7 000 mm的大圓柱體；內(nèi)層是半徑為500 mm，高2 000 mm的小圓柱體。小圓柱網(wǎng)格較密而大圓柱網(wǎng)格較稀。由于彈體對(duì)稱，為節(jié)省時(shí)間可取一半進(jìn)行計(jì)算，整個(gè)區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)是1 007 831 個(gè)。

圖1　彈體表面網(wǎng)格劃分

圖2　計(jì)算域網(wǎng)格劃分

2湍流模型

FLUENT中可用的湍流模型各有優(yōu)、缺點(diǎn)[9-12]。k-ε湍流模型是應(yīng)用最廣泛的湍流模型，能較精確的預(yù)測(cè)圓形射流和平面射流的散布率。其中湍流動(dòng)能方程和擴(kuò)散方程分別為：

(1)

(2)

它能較好地解決較小壓力梯度下的自由剪切流問題，但當(dāng)逆壓梯度變大時(shí)并不適用；并且兩方程模型計(jì)算量大、收斂困難、對(duì)網(wǎng)格劃分要求嚴(yán)格。

雷諾應(yīng)力模型能較好地解決各項(xiàng)異性較強(qiáng)的湍流流動(dòng)問題，但不適用于一般的回流流動(dòng)問題并且結(jié)構(gòu)復(fù)雜、計(jì)算量巨大。其方程為

(3)

其中：Dij為擴(kuò)散項(xiàng)；φij為壓力應(yīng)變項(xiàng)；Gij為產(chǎn)生項(xiàng)；εij為耗散項(xiàng)。

大渦模擬適用于各種高雷諾數(shù)流動(dòng)，對(duì)網(wǎng)格要求極為嚴(yán)格。N-S方程為

(4)

修正N-S方程為

(5)

單方程模型因被Spalart和Allmaras提出，所以又叫Spalart-Allmaras模型。單方程模型相對(duì)于FLUENT中提供的其他模型要簡(jiǎn)單一些。它只需要求解湍流黏性運(yùn)輸方程，而不用求解當(dāng)?shù)丶羟袑拥暮穸取ｔ敯粜阅芎貌⑶矣?jì)算量小，不需要精確的網(wǎng)格劃分；適合用于解決具有壁面邊界條件的空氣流動(dòng)問題。其方程為

(6)

3計(jì)算方法[13-14]

1) 將前處理軟件中劃好的網(wǎng)格文件導(dǎo)入Fluent中。檢查網(wǎng)格是否有誤，如果有誤需要重新劃分網(wǎng)格；如果無誤就可以設(shè)置網(wǎng)格尺寸，并再次檢查網(wǎng)格。最后對(duì)網(wǎng)格重新編號(hào)和排序，以加快計(jì)算速度。

2) 求解器選擇密度基耦合顯示求解器，這種選擇的優(yōu)勢(shì)是可以節(jié)省內(nèi)存，但收斂速度變慢；湍流模型選擇如式6所示的單方程湍流模型。

3) 在流體的物理屬性設(shè)置中，選用空氣做介質(zhì)，氣體黏度滿足薩蘭德定理。

4) 將參考?jí)毫υO(shè)為零，這樣比較符合日常習(xí)慣。壁面設(shè)為無滑移，粗糙度設(shè)為0.5。

5) 邊界條件：計(jì)算域?qū)ΨQ面設(shè)為SYMMET-RY；計(jì)算域最外層表面設(shè)為PRESSURE_FAR_F-IELD。

6) 先迭代600次，這樣可以縮小縱軸坐標(biāo)的范圍，便于判斷收斂情況。然后設(shè)置殘差監(jiān)視器和空氣動(dòng)力監(jiān)視器，繼續(xù)迭代5 400次，通過這些監(jiān)視器來判斷收斂情況。

4計(jì)算結(jié)果及分析

在給定工況的情況下，彈體的氣動(dòng)曲線在迭代初期不斷波動(dòng)，當(dāng)?shù)螖?shù)超過3 000次時(shí)，波動(dòng)減弱，直到曲線不在上下波動(dòng)時(shí)，即可讀出對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)系數(shù)。從圖3～圖5可以看出，仿真得到的彈體氣動(dòng)特性是收斂的，說明本系統(tǒng)穩(wěn)定。從圖6～圖8中可以看出，彈體在翼面前端和彈頭處所受到的壓強(qiáng)最大；空氣在流過翼面時(shí)速度最快；彈體經(jīng)過的地方溫度高于未經(jīng)過的地方。

從圖9～圖11可以看出，阻力系數(shù)與升力系數(shù)均與攻角大小成正比，而俯仰力矩系數(shù)與攻角大小成反比，這與相關(guān)文獻(xiàn)中的報(bào)道吻合。

圖3　1.0 Ma、4°攻角時(shí)阻力系數(shù)的變化曲線

圖4　1.0 Ma、4°攻角時(shí)升力系數(shù)的變化曲線

圖5　1.0 Ma、4°攻角時(shí)俯仰力矩系數(shù)的變化曲線

圖6　1.0 Ma、4°攻角時(shí)的全彈表面靜壓

圖7　1.0 Ma、4°攻角時(shí)的全彈表面來流馬赫分布

圖8　1.0 Ma、4°攻角時(shí)對(duì)稱面溫度分布

圖9　全彈阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角變化曲線

圖10　全彈升力系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角變化曲線

圖11　全彈俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角變化曲線

5結(jié)論

借助仿真軟件對(duì)彈體的氣動(dòng)特性進(jìn)行仿真，可以高效地得出彈體飛行的氣動(dòng)參數(shù)，節(jié)約了時(shí)間又降低了成本，為彈道和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

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(責(zé)任編輯周江川)

Fluent-Based Calculation and Analysis of Missile Aerodynamic Characteristics

WU Xinga，LU Yong-ganga，SONG Qionga, ZHANG Taob

(a.Institute of System Engineering; b.Institute of Fluid Pysics,China Academy of Engineering Physics, Mianyang 621900, China)

Abstract:The missile’s aerodynamic characteristics on different attack angle and different mach number by FLUENT were analyzed. The single equation model in FLUENT was used to solve the problem of the flow of wall restricted. We obtained the lift coefficient, drag coefficient and pitching moment coefficient of the missile through the establishment of geometric model, dividing calculation area grid, the setup of relevant parameters and several iterations until convergence, and then we analyzed the result. The results show that the aerodynamic parameters of the projectile can be relevantly quickly obtained by FLUENT simulation, which can provide the basis for ballistic design.

Key words:attack angle; Mach number; lift coefficient; drag coefficient; pitching moment coefficient; aerodynamic characteristics

文章編號(hào)：1006-0707(2016)02-0022-04

中圖分類號(hào)：TJ760.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

doi:10.11809/scbgxb2016.02.006

作者簡(jiǎn)介：伍星(1990—)，女，碩士研究生，主要從事武器系統(tǒng)制導(dǎo)與控制研究。

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金委員會(huì)-中國(guó)工程物理研究院共同設(shè)立的國(guó)家安全學(xué)術(shù)基金(11176012)

收稿日期：2015-08-26；修回日期：2015-09-09

本文引用格式：伍星，盧永剛，宋瓊，等.基于Fluent的彈體氣動(dòng)特性計(jì)算與分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2016(2):22-25.

【裝備理論與裝備技術(shù)】