反安定面展弦比對近距耦合鴨式布局導(dǎo)彈氣動特性影響的數(shù)值研究

呂代龍,陳少松,徐一航,邱佳偉

(南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院,江蘇 南京 210094)

近距格斗型空空導(dǎo)彈是現(xiàn)代奪取制空權(quán)的主要武器,具備大過載、大離軸角等基本特點。隨著戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)要求的提高,對導(dǎo)彈的高效靈活性也提出更大的要求。而在鴨式布局導(dǎo)彈的鴨舵前方添加一組反安定面,構(gòu)成雙鴨式布局,其產(chǎn)生的近距耦合效應(yīng)可以改善導(dǎo)彈大攻角的氣動性能,為提高近距導(dǎo)彈的機動性和操縱性、特別是大攻角和過失速機動能力提供了重要的有利條件。

上世紀(jì)80年代開始,國內(nèi)外學(xué)者針對飛機鴨翼的近距耦合現(xiàn)象進行了一系列的研究。文獻[1-4]通過簡化鴨式布局模型的低速風(fēng)洞實驗表明,小迎角范圍內(nèi)鴨翼渦對機翼前緣渦的下洗可以減小其實際迎角,抑制機翼渦的發(fā)展。FINKLEMAN對平板三角翼鴨式布局中鴨舵對主翼面的渦系干擾進行了模擬。隨后TUNCER和PLATZER對翼身組合體鴨式布局在大攻角下有無鴨翼對比,通過求解N-S方程進行了數(shù)值模擬,可以得出鴨翼渦可以顯著延遲主翼渦的破裂。王保興通過分析“魔術(shù)”R550導(dǎo)彈氣動特性的特點,得出了雙鴨式氣動布局能夠獲得更大的機動性和更快的響應(yīng)速度的結(jié)論。劉沛清等通過水洞實驗對近距耦合效應(yīng)進行了研究,直觀地顯示了流動現(xiàn)象;之后劉沛清等通過數(shù)值模擬研究了渦系干擾的流動機理。

目前,國內(nèi)外關(guān)于近距耦合氣動特性的相關(guān)研究主要集中在飛機上,針對而雙鴨式布局導(dǎo)彈近距耦合氣動特性的相關(guān)研究相對較少。通過氣動分析,雙鴨式布局的近距耦合效應(yīng)與展弦比、反安定面的安裝位置及兩鴨舵的距離有關(guān)。由于大攻角下鴨舵渦系干擾機理的復(fù)雜性,實驗測量較為困難,因此本文采用數(shù)值計算方法,對不同展弦比、馬赫數(shù)和攻角條件下的雙鴨式導(dǎo)彈布局近距耦合氣動特性進行研究。

1 計算方法與研究對象

1.1 研究對象與網(wǎng)格劃分

本文設(shè)計了4種鴨式布局模型進行對比分析,具體模型如圖1所示,其中C1、C2和C3模型的反安定面展弦比分別為0.3、0.6和0.9。兩鴨舵與彈體呈“×”字型布局,模型直徑為為165 mm,模型長為17。由于4種模型只在反安定面部分有差別,故只給出C0模型全彈示意圖,其中RC表示鴨舵,FC表示反安定面。圖2為鴨舵的詳細(xì)示意圖,以C1模型為例,其中攻角與舵偏角都以軸正向為參考正向。計算選取參考長度為,參考面積為,參考坐標(biāo)系取彈體系。遠(yuǎn)場靜壓101.325 kPa,靜溫288.15 K。

圖1 模型示意圖

圖2 鴨舵示意圖(C1模型)

采用ICEM軟件對模型進行網(wǎng)格劃分,計算域的長度參考導(dǎo)彈長度,軸向長度為20,徑向長度為30,縱向過渡比為12,壁面第一層網(wǎng)格高度由≈1確定,網(wǎng)格量約為600萬。以C1和C0模型為例,三維六面體網(wǎng)格如圖3所示,(a)為C1模型,(b)為C0模型。

圖3 模型網(wǎng)格(C1與C0模型)

1.2 計算方法

本文采用CFD方法來計算彈體周圍流場的三維可壓縮非定常Navier-Stokes方程:

(1)

式中:為控制體,?為包圍控制體的封閉表面,為控制體表面的面積,為守恒變量矢量,為對流通量矢量,為黏性通量矢量。采用雷諾平均N-S方程為流動控制方程?？臻g離散采用二階迎風(fēng)格式,對流通量應(yīng)用Roe通量差分分裂。非定常計算采用雙時間步法,其中物理時間描述實際運動,內(nèi)迭代時間使計算收斂,二者皆采用隱式迭代求解。為了提高計算效率,定常狀態(tài)的計算結(jié)果作為非定常結(jié)果的初始條件以加快收斂。

1.3 湍流模型的選擇及計算的準(zhǔn)確性

選取C1模型,舵偏角為10°,遠(yuǎn)場邊界為壓力遠(yuǎn)場邊界條件,模型邊界設(shè)置為壁面無滑移邊界條件,來流工況為=20、攻角為0°～45°,采用S-A模型、-模型、Transition SST模型和LES模型4種不同的湍流模型進行對比。選取各計算模型的RC4法向力系數(shù)和全彈俯仰力矩系數(shù),仿真結(jié)果見圖4。為了與文獻[11]所研究的切尖三角翼實驗數(shù)據(jù)進行對比,該結(jié)果選取的參考面積為鴨舵面積,仿真結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)趨勢大致吻合。可以看到在計算攻角范圍內(nèi),Transition SST模型比其他兩種模型更加吻合LES模型,因此本文選擇Transition SST湍流模型進行后續(xù)計算。

圖4 湍流模型氣動特性計算結(jié)果

1.4 無關(guān)性驗證

本文對C1模型劃分了3套網(wǎng)格進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證,分別為400萬,600萬和800萬,來流為2.0,攻角為10°,計算結(jié)果如表1所示。選取了兩組時間步長,其無關(guān)性驗證結(jié)果如表2所示。表中:為全彈法向力系數(shù),為全彈軸向力系數(shù),、分別為全彈法向力系數(shù)與全彈軸向力系數(shù)相對差值。根據(jù)計算結(jié)果可知,600萬網(wǎng)格量的結(jié)果與400萬網(wǎng)格量相差較大,而與800萬網(wǎng)格量的結(jié)果十分接近,僅相差1%之內(nèi);時間步長為5×10s和1×10s的結(jié)果最大相差2.7%。因此選用600萬網(wǎng)格量,5×10s的時間步長進行計算可以滿足計算對網(wǎng)格密度和時間精度的要求。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

表2 時間步長無關(guān)性驗證

2 亞音速條件下近距耦合效應(yīng)

圖5為4種模型鴨舵的法向力系數(shù)在=0.5條件下隨攻角的變化曲線?？梢钥闯?在不同的攻角范圍內(nèi),雙鴨式布局渦系之間干擾的機理也不同。本文為了研究計算結(jié)果的方便,根據(jù)亞音速下流動特征將攻角計算域分為了小攻角(≤15°)、中大攻角(15°<≤30°)和失速攻角(>30°)3種情況。

圖5 Ma=0.5時鴨舵舵面法向力系數(shù)

對比圖5(a)中4個模型可以看到,當(dāng)≤15°,3種模型的RC1法向力系數(shù)都較C0模型小,這表明在小攻角范圍內(nèi)雙鴨式布局對法向力的提升起到了抑制的作用。在中大攻角范圍內(nèi),只有C1模型的法向力系數(shù)與C0模型相比變大,特別是在30°攻角附近其提升了27%左右;在失速攻角,舵RC1開始發(fā)生失速現(xiàn)象,3種模型的法向力系數(shù)逐漸都開始比C0模型大,其中C1模型的提升效果最好。從圖5(b)中可以得到,與舵RC1相比,RC4的提升效果較弱,在中大攻角范圍內(nèi),只有C1模型的法向力系數(shù)優(yōu)于C0模型,而C2與C3模型都未對法向力產(chǎn)生積極的作用。

2.1 小攻角范圍內(nèi)流動分析

圖6為15°攻角時4種模型舵RC1的流線圖?？梢钥闯?與C0模型相比,C1模型上表面壓力系數(shù)降低。這是由于FC1產(chǎn)生的翼尖渦流向RC1的上表面,擠壓了原本流線的流動通道,流動速度增加,使其流過上表面時壓強降低。而C2模型與C3模型產(chǎn)生的翼尖渦在流向RC1上表面時逐漸靠外,對原本流線的擠壓作用減弱,相較于C1模型上表面壓力系數(shù)有所提高。同時可以看到,流經(jīng)FC1的部分流線流向RC1的下表面,使RC1上表面渦量減小,環(huán)量減小,降低了C2模型與C3模型的RC1法向力系數(shù)。

圖6 15°攻角RC1空間流線分布

2.2 中大攻角范圍內(nèi)流動分析

圖7為30°攻角時舵RC1的上表面壓力系數(shù)分布云圖。與C0模型相比,其他3種模型RC1的上表面壓力系數(shù)都降低,而C1模型RC1上表面的壓力系數(shù)最小,效果最好。對比圖8流線圖可以看到,C1模型中舵FC1產(chǎn)生的FC1渦與舵RC1產(chǎn)生的RC1渦產(chǎn)生了卷繞耦合,渦量增加,使環(huán)量增加,法向力提高。C2模型與C3模型的FC1也同樣產(chǎn)生了FC1渦,但未與RC1渦在RC1上表面區(qū)域產(chǎn)生有效的卷繞耦合?？梢钥吹诫S著反安定面展弦比的增加,FC1渦逐漸向外移動,與RC1渦進行卷繞耦合的范圍也逐漸向后移動。圖9為RC1上表面渦量圖,可以清晰地看到渦系間的融合現(xiàn)象。由于C2模型與C3模型FC1渦在RC1外側(cè)的擠壓,使RC1渦的流動通道變窄,繼而流動速度增大,降低了其上表面的壓強系數(shù)。

圖7 30°攻角背風(fēng)面壓強系數(shù)

圖8 30°攻角RC1空間流線分布

圖9 30°攻角RC1上表面渦量

2.3 失速攻角以后的流動分析

圖10為40°攻角時舵RC1的上表面流線圖。此時鴨舵已處于失速狀態(tài),C0模型的流經(jīng)RC1的流線已經(jīng)出現(xiàn)了雜亂無章的運動,表明流動渦已經(jīng)產(chǎn)生了破裂。C1模型在兩舵間近距耦合效應(yīng)的作用下,雖然融合渦在根弦后半部分開始出現(xiàn)破裂的跡象,但是仍然保持著一個渦的流動形態(tài),也沒有出現(xiàn)較強的分離渦,使RC1上表面的壓力系數(shù)降低。而從C2模型與C3模型可以看出,隨著展弦比的增加,流動渦在FC1上表面開始分離,渦強逐漸減弱,并逐漸向上緩慢移動,在流至舵RC1后,擠壓了流動通道,使原本分離的RC1渦重新貼合舵面,導(dǎo)致壓力系數(shù)在圖10中②處減小。而在圖10中①處可以看出壓力系數(shù)增加,這是由于FC1阻礙作用,使該處流速減小,壓強系數(shù)變大。流經(jīng)RC1的FC1渦強隨著展弦比的增加逐漸減小,對原本流動通道的擠壓作用也減弱,繼而對上表面壓強系數(shù)的減小程度同樣降低。

圖10 40°攻角RC1空間流線分布

綜上所述,亞音速條件下,小攻角范圍內(nèi)以渦系的相互擠壓作用為主。其中反安定面展弦比為0.3時,=15°左右開始對鴨舵升力起到正貢獻。在中大攻角范圍內(nèi)展弦比為0.3時兩鴨舵渦變?yōu)榫砝@合并作用,提升了鴨舵升力。隨著展弦比的增加,融合渦逐漸向外移動,受到反安定面渦的擠壓作用變強。在失速攻角范圍內(nèi),反安定面對鴨舵產(chǎn)生了有利的影響,抑制了流動分離,并隨著反安定面展弦比的增大效果逐漸降低。

3 超音速條件下近距耦合效應(yīng)

圖11為4種模型的鴨舵法向力系數(shù)在=2時隨攻角的變化曲線。同樣為了研究計算結(jié)果的方便,根據(jù)超音速下的流動特征將攻角計算域分為中大攻角(15°≤<30°)和大攻角(≥30°)兩種情況。

圖11 Ma=2時鴨舵舵面法向力系數(shù)

對比圖11中的RC1法向力系數(shù)曲線可以看出,鴨式布局在0～15°攻角范圍內(nèi)隨攻角增大,之后逐漸減小;而雙鴨式布局在30°左右達(dá)到最大值,這說明雙鴨式導(dǎo)彈布局可以有效的延遲流動分離,增大實際攻角。在0～25°范圍內(nèi)鴨式布局的值較大,在25°攻角之后,雙鴨式布局的值相對較大,其中C3模型提升效果最好,為20%左右,這表明雙鴨式布局產(chǎn)生的近距耦合效應(yīng)在大攻角下能夠提升鴨舵舵面法向力,且效果隨反安定面的展弦比增加。而對于RC4法向力,雙鴨式布局對其有小幅度的降低,未對法向力產(chǎn)生積極的影響,其中C1模型較于其他模型法向力系數(shù)降低的少。

3.1 中大攻角范圍內(nèi)流動分析

圖11表明在超音速條件下,≥30°時近距耦合效果作用最強,所以本節(jié)以=30°工況為代表,對比4種模型RC1的表面壓力系數(shù)分布規(guī)律,分析展弦比對近距耦合效應(yīng)氣動特性的影響機理。

為了方便對計算結(jié)果進行研究,沿鴨舵展向選取了不同的剖面。如圖12所示,其中RC1的展長為,弦長為。圖12中給出了沿鴨舵展向的3個不同縱向剖面位置,分別為0.2,0.5,0.8。

圖12 鴨舵展向剖面位置

圖13為在=2,=30°條件下4種模型沿鴨舵展向3個縱向剖面位置的上、下表面壓強系數(shù)的分布曲線?？梢钥闯龀羲贄l件下反安定面對鴨舵上表面的影響作用很小,這是由于當(dāng)速度達(dá)到超音速條件下,反安定面產(chǎn)生的后緣渦的渦強度很小,對鴨舵上表面的氣動干擾很弱。

圖13 RC1不同展向剖面壓力系數(shù)曲線

由圖13(a)可以看出,雙鴨式布局的鴨舵前緣與鴨式布局相比上下表面壓差減小,說明雙鴨式布局RC1前緣受到反安定面的下洗作用。在=0.4之后,與C0模型相比,其他3種模型的RC1上下表面壓差變大,說明在此位置之后,反安定面產(chǎn)生的渦流產(chǎn)生了積極的影響。同時C2模型的下表面壓強系數(shù)提升效果最好,表明反安定面的展弦比為0.6時對鴨舵的耦合效應(yīng)相對較好。

綜上所述,在超音速條件下,中大攻角范圍內(nèi)反安定面產(chǎn)生的下洗作用降低了鴨舵的法向力;在大攻角范圍內(nèi),隨著展弦比的增加,鴨舵法向力先增大后減小,反安定面在展弦比為0.6左右時耦合效果較好。

4 全彈氣動特性影響

4.1 亞音速條件下反安定面展弦比對全彈的氣動影響

圖14為全彈的法向力系數(shù)在=0.5時隨攻角的變化曲線。在20°攻角之后,與C0模型相比,3種模型的法向力系數(shù)增加,為了比較3種模型的提升效果,定義法向力增長比為

(2)

式中:Δ為該模型較于C0模型的法向力系數(shù)增長量,為該模型的反安定面面積。分別計算>20°的3種模型的值,得到為317,為196,為1.91,即C1模型的單位反安定面面積的法向力提升效果最好。

圖14 Ma=0.5時全彈法向力系數(shù)

由于反安定面使全彈壓心向前移動,進而降低俯仰力矩系數(shù)和穩(wěn)定性,提高了操縱性。圖15為舵偏角=10°時全彈俯仰力矩系數(shù)隨著攻角的變化曲線。力矩參考點為距彈頭8.5處,可以看出4種模型的俯仰力矩系數(shù)變化趨勢相同,都隨著攻角增大而減小,這說明在攻角增大時,4種模型都產(chǎn)生穩(wěn)定力矩或有產(chǎn)生穩(wěn)定力矩的趨勢。隨著反安定面展弦比的增加,俯仰力矩系數(shù)絕對值逐漸降低,全彈靜穩(wěn)定性降低,可以得到C0模型的平衡攻角為12°,3種模型的全彈平衡攻角相比于C0模型分別增加了3°、5°和7°左右。在25°攻角之后,3種模型的俯仰力矩系數(shù)比C0模型提升的效果顯著,能夠有效提升操縱性。

圖15 Ma=0.5時全彈俯仰力矩系數(shù)

4.2 超音速條件下反安定面展弦比對全彈的氣動影響

圖16為全彈的法向力系數(shù)在=2時隨攻角的變化曲線。雙鴨式布局模型的全彈法向力相較于亞音速條件下提升較小,根據(jù)仿真結(jié)果計算3種模型值,得到=049,=091,=074,說明C2模型對法向力的提升效果比其他模型較好。

圖16 Ma=2時全彈法向力系數(shù)

圖17為4種模型的俯仰力矩系數(shù)曲線。力矩參考點為距彈頭8.5處,與亞音速條件下原因相同,同樣由于反安定面的存在使俯仰力矩系數(shù)絕對值減小。在小攻角時俯仰力矩系數(shù)變化不是很大,提升了2%～4%,但隨著攻角增加降低的幅度逐漸增大,到45°減小了15%左右;隨著反安定面展弦比的增加,平衡攻角逐漸提升,其中C3模型提升了5°左右,這說明雙鴨式布局的穩(wěn)定力矩減小,降低了穩(wěn)定性,對導(dǎo)彈的俯仰操作有利。

圖17 Ma=2時全彈俯仰力矩系數(shù)

綜上所述,在亞音速條件下,C1模型增加的反安定面單位面積對全彈法向力的提升效果較好,同時雙鴨式布局導(dǎo)彈靜俯仰操縱性提高,當(dāng)反安定面展弦比為0.3、0.6和0.9時,全彈平衡攻角分別增加了3°、5°和7°左右,提高了操縱性;在超音速條件下,當(dāng)反安定面展弦比為0.6時提升效果較好,雙鴨式布局模型減小了俯仰力矩,提升了操縱性,反安定面在展弦比0.3～0.9范圍內(nèi)隨著展弦比增加,提升效果越好。

5 結(jié)論

本文分別對反安定面展弦比為0.3、0.6和0.9的雙鴨式近距耦合布局導(dǎo)彈模型與鴨式布局導(dǎo)彈模型在亞音速和超音速下的氣動特性進行了數(shù)值模擬,得到不同攻角下的氣動參數(shù)。對4種模型的流動特征進行對比分析,研究兩鴨舵近距耦合機理,得出如下結(jié)論:

①亞音速條件下,小攻角范圍內(nèi)以渦系的相互擠壓作用為主,其中展弦比為0.3時,15°左右開始對鴨舵升力起到正貢獻;在中大攻角范圍內(nèi)展弦比為0.3時兩鴨舵渦變?yōu)榫砝@合并作用,提升了鴨舵升力,隨著反安定面展弦比的增加,融合渦逐漸向外移動;在失速攻角以后,反安定面對鴨舵產(chǎn)生了有利的影響,抑制了流動分離,并隨著展弦比的增大效果逐漸降低。在計算攻角范圍內(nèi),反安定面展弦比為0.3時提升效果較好。

②超音速條件下,中大攻角范圍內(nèi)反安定面產(chǎn)生的下洗作用降低了鴨舵的法向力;在大攻角范圍內(nèi),隨著展弦比的增加,鴨舵法向力提升效果先增大后減小,反安定面在展弦比為0.6左右時耦合提升效果較好;

③從全彈效果而言,亞音速條件下安定面展弦比為0.3時對法向力的提升效果較好,超音速條件下,反安定面展弦比為0.6時提升效果較好;由于添加了反安定面,全彈壓心向前移動,增加了全彈的平衡攻角,提升了操縱性,并在反安定面展弦比0.3～0.9范圍內(nèi)隨著展弦比的增加,提升效果增加。