極小展弦比彈翼氣動(dòng)特性數(shù)值研究*

李 劍,敬代勇

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng) 471009)

極小展弦比彈翼氣動(dòng)特性數(shù)值研究*

李 劍,敬代勇

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng) 471009)

為研究極小展弦比彈翼的氣動(dòng)特性,文中設(shè)計(jì)了展弦比分別為0.3和3.0的極小展弦比翼面和常規(guī)三角翼面,采用CFD數(shù)值模擬方法分析比較了極小展弦比翼身和三角翼身的氣動(dòng)特性。研究結(jié)果表明,極小展弦比翼身相比三角翼身具有較小的軸向力和誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,但是在大攻角時(shí)產(chǎn)生較大的側(cè)向氣動(dòng)力;極小展弦比翼的翼展很小,彈身體渦與翼渦之間產(chǎn)生復(fù)雜的相互干擾,影響全彈氣動(dòng)特性。

極小展弦比;數(shù)值模擬;導(dǎo)彈外形;氣動(dòng)特性

0 引言

翼面作為飛行器的主要升力面,對(duì)飛行器的性能和飛行品質(zhì)有著重要影響。翼面的展弦比是影響其氣動(dòng)特性的重要參數(shù),戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈一般采用0.5～4左右的中小展弦比翼面。對(duì)于展弦比小于0.5的翼面通常稱(chēng)為極小展弦比翼面或邊條(翼)[1-2]。

為了便于包裝、運(yùn)輸和機(jī)載限制,戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的展向尺寸越來(lái)越小,而且有減小到一個(gè)最小值的趨勢(shì);另一方面,為了滿足戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)的高機(jī)動(dòng)性能需求,要求導(dǎo)彈飛行攻角也越來(lái)越大[3]。顯然,采用極小展弦比翼面是能夠滿足以上需求的很好選擇。極小展弦比翼面相對(duì)中等展弦比翼面具有零升阻力小,誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩小等優(yōu)點(diǎn);但在大攻角時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的側(cè)向氣動(dòng)力[4-5]。

為了便于研究極小展弦比翼面的氣動(dòng)特性,文中設(shè)計(jì)了具有相同面積的極小展弦比翼面和常規(guī)三角翼面外形,展弦比分別為0.3和3.0。通過(guò)CFD數(shù)值模擬方法分析了極小展弦比翼身的氣動(dòng)特性,并總結(jié)了其設(shè)計(jì)、使用特點(diǎn)。

1 數(shù)值計(jì)算方法

采用定常三維雷諾平均Navier-Stokes方程作為控制方程組,在笛卡爾坐標(biāo)系中,其形式[6]為:

式中:Q表示守恒量;F、G和H表示對(duì)流項(xiàng);Fv、Gv和Hv表示粘性項(xiàng)。

控制方程組中對(duì)流項(xiàng)采用TVD格式離散,粘性項(xiàng)采用中心差分格式,采用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。湍流模型為Menter-SST模型,壁面為絕熱無(wú)滑移邊界條件。

2 計(jì)算模型

為了研究極小展弦比彈翼的氣動(dòng)特性,設(shè)計(jì)了具有相同面積的極小展弦比翼面(簡(jiǎn)稱(chēng)邊條翼)和常規(guī)三角翼面外形,展弦比分別為0.3和3.0,詳細(xì)參數(shù)見(jiàn)圖1。彈身由尖拱形頭部和圓柱段組成,長(zhǎng)度分別為3D和17D。翼面前緣起點(diǎn)在全彈長(zhǎng)50%位置,4片翼面呈“+”字形布置。力矩參考點(diǎn)取全彈長(zhǎng)50%位置。翼面位于“+”字狀態(tài)定義為Φ=0°。

網(wǎng)格劃分采用多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法將計(jì)算區(qū)域進(jìn)行分區(qū),網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約為200萬(wàn),表面網(wǎng)格見(jiàn)圖2。計(jì)算狀態(tài)為:Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0,α=0°～30°。

圖2 極小展弦比翼身表面網(wǎng)格

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 縱向氣動(dòng)特性

邊條翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0條件下的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)特性分別見(jiàn)圖3～圖5。圖3中邊條翼身的軸向力系數(shù)小于三角翼身,其中超聲速相對(duì)亞聲速降低幅度更大。

圖3 軸向力系數(shù)隨攻角變化(Φ=22.5°)

圖4中亞聲速時(shí)邊條翼身在中小攻角下的法向力系數(shù)明顯小于三角翼身,但是隨著攻角的增加,差距逐漸變小。兩種翼面的面積相等,三角翼的展弦比遠(yuǎn)大于邊條翼,因此三角翼的升力效率高于邊條翼,但是隨著攻角的增加,邊條翼的非線性升力貢獻(xiàn)逐漸增加,二者的差距逐漸變小。超聲速時(shí)邊條翼身和三角翼身的法向力系數(shù)曲線斜率比較一致。

圖4 法向力系數(shù)隨攻角變化(Φ=22.5°)

從圖5可以看到,由于三角翼的翼面積靠前,且法向力較大,因此三角翼身的俯仰力矩系數(shù)大于邊條翼身。

圖5 俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化(Φ=22.5°)

3.2 橫向氣動(dòng)特性

邊條翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0的側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)特性分別見(jiàn)圖6～圖8。圖6中兩種外形的側(cè)向力系數(shù)在攻角為10°以前都較小,隨著攻角增加側(cè)向力系數(shù)急劇增加。邊條翼身的側(cè)向力系數(shù)遠(yuǎn)大于三角翼身,且亞聲速的側(cè)向力系數(shù)明顯大于超聲速。

圖6 側(cè)向力系數(shù)隨攻角變化(Φ=22.5°)

圖7中兩種外形的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)在攻角小于10°時(shí)都很小,隨著攻角增加滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)急劇增加,三角翼身的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遠(yuǎn)大于邊條翼身。亞聲速時(shí)兩種外形的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)方向相反,超聲速時(shí)方向相同。

圖7 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角變化(Φ=22.5°)

圖8中兩種外形的偏航力矩特性與側(cè)向力類(lèi)似,隨著攻角增加急劇增加,且邊條翼身的偏航力矩遠(yuǎn)大于三角翼,二者的偏航力矩在大攻角時(shí)方向相反。

圖8 偏航力矩系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角變化(Φ=22.5°)

3.3 流場(chǎng)分析

邊條翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0,α=20°的空間流線和截面總壓云圖分別見(jiàn)圖9、圖10。從圖中可以看到,來(lái)流在繞過(guò)彈身時(shí)從尖拱形頭部發(fā)生分離,在彈體背風(fēng)面產(chǎn)生兩個(gè)體渦。沿著彈身軸向,體渦的強(qiáng)度不斷增加,位置不斷升高。來(lái)流流過(guò)翼面時(shí),在4片翼面的背風(fēng)處產(chǎn)生4個(gè)翼渦,由于在滾轉(zhuǎn)角22.5°時(shí)4個(gè)翼面相對(duì)來(lái)流的方位不同,4個(gè)翼渦的強(qiáng)度各不相同,其中靠近水平方位的翼渦強(qiáng)度較大。由于左右渦流的大小和位置不同,從而造成翼身兩側(cè)的壓力分布不同,產(chǎn)生橫側(cè)向力和力矩。

圖9 空間流線和截面總壓云圖(Ma=0.8,α=20°)

由于邊條翼的翼展很小,彈身體渦與翼渦之間距離較小,使得它與常規(guī)展弦比翼身出現(xiàn)單獨(dú)的翼渦和體渦不同,這些渦之間會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的相互干擾,從而改變了渦自身結(jié)構(gòu),影響全彈氣動(dòng)特性,使得邊條翼的氣動(dòng)特征有所不同。

圖10 空間流線和截面總壓云圖(Ma=2.0,α=20°)

4 結(jié)論

通過(guò)以上對(duì)邊條翼身與三角翼身縱、橫向氣動(dòng)特性對(duì)比和流場(chǎng)分析表明:

1)邊條翼身相比三角翼身具有較小的軸向力和誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,有利于提高射程和大攻角飛行控制。

2)邊條翼身在非對(duì)稱(chēng)來(lái)流下產(chǎn)生較大的側(cè)向力和偏航力矩,且隨著攻角增加急劇增加。

3)邊條翼的翼展很小,彈身體渦與翼渦之間產(chǎn)生復(fù)雜的相互干擾,影響全彈氣動(dòng)特性。

[1] 方寶瑞.飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì) [M].北京:航空工業(yè)出版社,1997:146-151.

[2] 周嶺,趙協(xié)和.極小展弦比背鰭氣動(dòng)特性研究 [J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2012,26(1):21-24.

[3] HEMSCH M J.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué) [M].北京:宇航出版社,1999:256-257.

[4] SIMPSON G M，BIRCH T J.Some aerodynamic characteristocs of missiles having very low aspect ratio wings:AIAA 2001-2410[R].2001.

[5] 丁煜,李斌,劉仙名,等.極小展弦比翼身組合體大攻角氣動(dòng)特性研究 [J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2010,30(3):135-137.

[6] ANDERSON J D.計(jì)算流體力學(xué)基礎(chǔ)及其應(yīng)用 [M].吳頌平,劉趙淼,譯.北京:機(jī)械工業(yè)出版社,2007:57-59.

NumericalInvestigationonAerodynamicCharacteristicsofMissileWingwithMinimumAspectRatio

LI Jian,JING Daiyong

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471009,China)

In order to investigate the aerodynamic characteristics of missile wing with minimum aspect ratio,a wing surface with minimum aspect ratio (aspect ratio=0.3) and a conventional triangle wing (aspect ratio=3.0) were designed,and aerodynamic characteristics of the wing body with minimum aspect ratio and triangle wing body were comparably analyzed through CFD numerical simulation.The result indicated that the wing with minimum aspect ratio had smaller axial force and induced rolling moment than the triangle wing,but generated bigger lateral aerodynamic force at high angle of attack.Body-vortexes and wing-vortexes interacted on each other and it affected the aerodynamic characteristics of the total projectile,and it was because that the wingspan of the wing with minimum aspect ratio was low.

minimum aspect ratio; numerical simulation; missile configuration; aerodynamic characteristics

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.028

2016-05-19

李劍(1980-),男,陜西西安人,高級(jí)工程師,研究方向:導(dǎo)彈氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。

TJ760.12

A