正常式布局巡飛彈氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬*

秦 潔,陳 闖

(沈陽(yáng)理工大學(xué)裝備工程學(xué)院,沈陽(yáng) 110159)

正常式布局巡飛彈氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬*

秦 潔,陳 闖

(沈陽(yáng)理工大學(xué)裝備工程學(xué)院,沈陽(yáng) 110159)

為研究正常式布局巡飛彈的空氣動(dòng)力特性,利用Pro/E建立巡飛彈的三維模型,導(dǎo)入Gambit進(jìn)行網(wǎng)格劃分,采用Fluent軟件數(shù)值模擬巡飛彈的氣動(dòng)特性并提取彈道氣動(dòng)數(shù)據(jù)。數(shù)值模擬對(duì)比研究了不同音速下彈體的繞流流場(chǎng),獲得了壓力分布情況。系統(tǒng)地分析了巡飛彈在不同攻角、不同馬赫數(shù)下升力、升力系數(shù)、阻力、阻力系數(shù)以及翻轉(zhuǎn)力矩等氣動(dòng)特性的變化規(guī)律,研究結(jié)果對(duì)巡飛彈的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)具有一定的參考價(jià)值。

巡飛彈;氣動(dòng)特性;數(shù)值模擬

0 引言

巡飛彈是先進(jìn)無人機(jī)技術(shù)、常規(guī)彈藥技術(shù)和巡航導(dǎo)彈技術(shù)融合的產(chǎn)物,巡飛彈依靠氣動(dòng)升力支撐重力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力克服阻力實(shí)現(xiàn)近乎等高恒速飛行,來執(zhí)行偵查監(jiān)視等作戰(zhàn)任務(wù)[1]。巡飛彈的氣動(dòng)布局直接決定整體的氣動(dòng)特性,彈翼是提供升力的主要部件,舵翼用來操縱巡飛彈的滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航姿態(tài)。根據(jù)彈翼和舵翼的相對(duì)位置,巡飛彈分為正常式氣動(dòng)布局和鴨式布局,正常式布局的彈翼在舵翼之前,鴨式反之。從巡飛彈所需要的氣動(dòng)升力、穩(wěn)定性和操縱平衡角度來看,正常式布局優(yōu)于鴨式布局,文中選擇正常式布局。巡飛彈彈翼結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)[2-4]、氣動(dòng)力特性[5-7]是巡飛彈研發(fā)在空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的熱點(diǎn)研究問題,這些研究將為巡飛模型的設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。

文中數(shù)值模擬研究了一種正常式布局巡飛彈的氣動(dòng)特性,對(duì)比了不同音速下彈體周圍流場(chǎng)區(qū)域的壓力分布,分析了阻力、阻力系數(shù)、升力、升力系數(shù)和翻轉(zhuǎn)力矩隨攻角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律。

1 巡飛彈計(jì)算模型

1.1 幾何建模及網(wǎng)格劃分

利用Pro/E軟件建立正常式布局巡飛彈的三維實(shí)體模型,如圖1所示,該巡飛彈由彈體、彈翼和舵翼組成。彈翼形狀采用三角形,由前彈翼片和后彈翼片鉸接而成,該翼型能產(chǎn)生較大的升力。舵翼在彈尾部呈對(duì)稱式分布,由舵翼兩面的氣流不均勻產(chǎn)生操縱力矩,用于改變巡飛彈在空中的飛行姿態(tài)。

將巡飛彈幾何模型導(dǎo)入Gambit軟件選用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行劃分,外流場(chǎng)采用圓柱體區(qū)域,圓柱體的半徑選為10倍彈徑,前端距離巡飛彈頂部5倍彈長(zhǎng),后端距離巡飛彈底部為3倍彈長(zhǎng)。為了保證計(jì)算的準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性,同時(shí)又考慮計(jì)算機(jī)資源和相對(duì)較快的計(jì)算速度,將計(jì)算域分層,越靠近巡飛彈部分網(wǎng)格劃分越密,而遠(yuǎn)離巡飛彈的部分網(wǎng)格劃分越稀疏。對(duì)劃分完的網(wǎng)格進(jìn)行質(zhì)量檢測(cè),調(diào)整后巡飛彈流場(chǎng)域及網(wǎng)格劃分如圖2所示。

圖1 巡飛彈的三維模型

圖2 巡飛彈流場(chǎng)域及網(wǎng)格劃分示意圖

1.2 數(shù)值計(jì)算

將劃分好的巡飛彈流場(chǎng)網(wǎng)格導(dǎo)入Fluent中進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,選擇密度基隱式計(jì)算函數(shù)方法,以便獲得較快的收斂速度。湍流模型選擇Spalar-Allmaras模型,流場(chǎng)區(qū)域的邊界條件為壓力遠(yuǎn)場(chǎng),流場(chǎng)域內(nèi)為理想空氣。為保證求解過程的穩(wěn)定性,將控制器的松弛因子都設(shè)為0.3。流體的迎風(fēng)格式設(shè)置為二階迎風(fēng)式,在求解邊界層和激波問題上有更好的效果。庫(kù)朗數(shù)越大,收斂速度越快,求解的穩(wěn)定性越低,為保證收斂速度和解的穩(wěn)定性,先將庫(kù)朗數(shù)設(shè)置為2,之后根據(jù)結(jié)果進(jìn)行調(diào)整[8]

文中對(duì)巡飛彈的攻角δ分別選為0°、2°、4°和6°,馬赫數(shù)為0.2、0.4、0.6、0.8、1、1.2的情況進(jìn)行數(shù)值模擬。巡飛彈的速度涵蓋了亞音速、跨音速和超音速,通過仿真獲得不同攻角、不同馬赫數(shù)下巡飛彈的阻力、阻力系數(shù)、升力、升力系數(shù)和翻轉(zhuǎn)力矩。

2 巡飛彈繞流流場(chǎng)分析

巡飛彈周圍流場(chǎng)的壓力云圖可以直觀地反映受力情況、激波位置、激波強(qiáng)弱、渦流等變化。巡飛彈在超音速下飛行時(shí),彈體受到的空氣阻力主要是波阻,圖3為1.2Ma下不同攻角的壓力云圖。從圖中可以看出彈頭部由于超音速來流的作用產(chǎn)生一系列的激波,隨著攻角的增大,彈體頭部附體斜激波不斷增強(qiáng)。當(dāng)超音速氣流到達(dá)彈體底部時(shí),氣流隨著壓力和流動(dòng)方向的調(diào)整在彈底處產(chǎn)生尾激波。彈底渦流開始時(shí)沿底部壁面分布,然后逐漸向后方軸線靠近,最后在彈底分離,形成低壓區(qū),彈底渦流區(qū)隨著攻角的增大而增大。

巡飛彈以跨音速飛行時(shí)不僅受到摩阻和渦阻,還會(huì)受到局部激波的作用,圖4為1Ma下不同攻角的巡飛彈周圍流場(chǎng)的壓力云圖。從圖中可以看出,彈頭和舵翼處出現(xiàn)高壓區(qū),激波傾角比超音速大,且更加密集。

圖5為0.4Ma下不同攻角的巡飛彈周圍流場(chǎng)的壓力云圖,從圖中可以看出亞音速下巡飛彈周圍流場(chǎng)壓力與超音速及跨音速有著明顯差異,亞音速下巡飛彈只受到摩阻和渦阻的作用。

3 數(shù)值模擬與理論計(jì)算結(jié)果的對(duì)比

3.1 巡飛彈阻力和阻力系數(shù)

圖3 1.2 Ma下不同攻角的壓力云圖

圖4 1 Ma下不同攻角的壓力云圖

圖5 0.4 Ma下不同攻角的壓力云圖

阻力特性的研究在巡飛彈設(shè)計(jì)中有著重要的地位,圖6為巡飛彈阻力隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線。當(dāng)攻角一定的情況下,巡飛彈阻力隨著馬赫數(shù)的增大逐漸增大,在亞音速階段阻力在0～500 N之間,增速緩慢?？缫羲偌俺羲匐A段,阻力隨馬赫數(shù)增加較明顯,在超音速1.2Ma時(shí)彈體阻力達(dá)到最大2 255 N。而隨著攻角的增大,阻力有微弱的減小,但減小幅度不明顯,幾乎對(duì)阻力沒有影響。

圖6 阻力隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線

阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律如圖7所示,阻力系數(shù)與阻力的變化趨勢(shì)接近,亞音速時(shí)阻力系數(shù)幾乎保持不變,從亞音速到跨音速時(shí)阻力系數(shù)迅速增大,從跨音速到超音速阻力系數(shù)繼續(xù)增大,在Ma=1.2時(shí),阻力系數(shù)達(dá)到最大。

圖7 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線

3.2 巡飛彈升力和升力系數(shù)

巡飛彈的升力直接影響巡飛彈的飛航品質(zhì),圖8為巡飛彈的升力隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線。在0°攻角下升力幾乎為0,攻角一定的情況下,升力隨著馬赫數(shù)的增大而增大,攻角越大,這種上升趨勢(shì)越明顯,巡飛彈在大攻角超音速下具有較大的升力。這是由巡飛彈的氣動(dòng)布局所決定的。

升力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律如圖9所示,在0.2～1.0Ma的馬赫數(shù)范圍內(nèi),巡飛模型飛行時(shí)受到的升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增大而增大。在1.0～1.2Ma的馬赫數(shù)范圍內(nèi),彈丸的升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增大而減小。攻角越大,巡飛彈的升力系數(shù)越大。

圖8 升力隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線

圖9 升力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線

3.3 巡飛彈翻轉(zhuǎn)力矩

巡飛彈在有攻角的情況下會(huì)產(chǎn)生翻轉(zhuǎn)力矩,在該力矩的作用下,彈丸會(huì)產(chǎn)生翻轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。翻轉(zhuǎn)力矩過大將影響巡飛彈的飛行穩(wěn)定性。對(duì)不同工況的數(shù)值模擬結(jié)果得出圖10翻轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律,攻角為0°時(shí)翻轉(zhuǎn)力矩為0,攻角一定的情況下,翻轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)的增大逐漸增大,在小于1.0Ma時(shí)的增加率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于1.0Ma時(shí)的變化率。

圖10 翻轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線

4 結(jié)論

文中以正常式布局巡飛彈為研究對(duì)象,對(duì)氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究,分析了亞音速、跨音速和超音速下巡飛彈的繞流流場(chǎng),得出了巡飛彈的阻力分布情況。獲得了阻力、阻力系數(shù)、升力、升力系數(shù)和翻轉(zhuǎn)力矩等氣動(dòng)特性隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律,結(jié)果表明阻力和阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而增大,隨攻角變化不明顯;升力隨著馬赫數(shù)的增大而增大,攻角越大,這種上升趨勢(shì)越明顯,升力系數(shù)隨攻角呈線性增長(zhǎng)趨勢(shì);翻轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)的增大逐漸增大,在小于1.0Ma時(shí)的增加率遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于1.0Ma時(shí)的變化率。

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NumericalSimulationoftheAerodynamicCharacteristicsofNormalConfigurationLoiteringMunition

QIN Jie,CHEN Chuang

(School of Equipment Engineering,Shenyang Ligong University,Shenyang 110159,China)

In order to investigate the aerodynamic characteristics of normal configuration loitering munition,the three-dimensional model was established based on Pro/E,which was imported into Gambit to divide mesh,by using Fluent software， the aerodynamics characteristic was numerical calculated and the trajectory data was extracted.The flow field around projectile was studied under differentMaby numerical simulation,and the pressure distribution was obtained.The change rule of aeralynamic characteristics of lift,lift coefficient,resistance,resistance coefficient and overturn moment under different angle of attack and different Mach numbers were systematically analyzed.The results provided reference for the aerodynamic design of loitering munition

loitering munition; aerodynamic characteristics; numerical simulation

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.027

2016-03-16

秦潔(1963-),女,湖南津市人,教授,研究方向:彈箭技術(shù)與模擬仿真。

TJ013.2

A