無人機(jī)導(dǎo)彈滑彈一體式發(fā)射對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾*

王　博,馬貴春,陳　陽(yáng),董　浩

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原　030051)

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無人機(jī)導(dǎo)彈滑彈一體式發(fā)射對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾*

王博,馬貴春,陳陽(yáng),董浩

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原030051)

摘要:無人機(jī)機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射產(chǎn)生的尾噴流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾影響載機(jī)飛行安全。本研究以Fluent軟件為基礎(chǔ),采用二維非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)并選擇標(biāo)準(zhǔn)k-ω二方程湍流模型,對(duì)導(dǎo)彈沿導(dǎo)軌彈射滑行后點(diǎn)火和直接點(diǎn)火的發(fā)射過程分別進(jìn)行數(shù)值模擬,并對(duì)兩組結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明:滑彈一體式發(fā)射裝置在一定程度上降低導(dǎo)彈尾噴流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)影響。該研究為無人機(jī)導(dǎo)彈滑彈一體式發(fā)射裝置的研究提供一定參考。

關(guān)鍵詞:無人機(jī);導(dǎo)彈發(fā)射;尾噴流;非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格

0引言

無人機(jī)以其成本低、不受人的生理限制等諸多優(yōu)點(diǎn)備受各國(guó)重視。在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中,無人機(jī)執(zhí)行任務(wù)愈加多樣化,其偵察打擊一體化已成趨勢(shì)。無人機(jī)執(zhí)行攻擊任務(wù)時(shí)會(huì)面臨多體分離問題,尤其是導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)產(chǎn)生的尾噴流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)性能具有較強(qiáng)干擾,影響無人機(jī)的飛行安全。因此,考慮導(dǎo)彈先彈射、后點(diǎn)火的發(fā)射方式[1],降低導(dǎo)彈尾噴流對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)影響具有重要意義。導(dǎo)彈發(fā)射裝置是導(dǎo)彈發(fā)射的關(guān)鍵環(huán)節(jié),目前許多國(guó)家正在研制同時(shí)具有導(dǎo)軌式和彈射式發(fā)射裝置功能的滑彈一體式發(fā)射裝置[2]。對(duì)此,文中對(duì)導(dǎo)彈基于滑彈一體式發(fā)射裝置發(fā)射時(shí)尾噴流對(duì)無人機(jī)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾進(jìn)行研究。

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和計(jì)算流體力學(xué)及其相關(guān)軟件的高速發(fā)展,對(duì)無人機(jī)的研究可以通過CFD軟件進(jìn)行模擬仿真,在一定程度上代替飛行實(shí)驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)。模擬研究成本低,數(shù)據(jù)較為準(zhǔn)確,可行性較高。文中采用Fluent軟件對(duì)導(dǎo)彈滑彈一體式發(fā)射過程進(jìn)行數(shù)值模擬,模擬過程采用k-ω二方程湍流模型及二維非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)[3],獲取導(dǎo)彈發(fā)射過程中機(jī)翼的相關(guān)氣動(dòng)參數(shù),模擬結(jié)果對(duì)導(dǎo)彈發(fā)射及滑彈一體式發(fā)射裝置的研究具有一定的參考價(jià)值。

1理論基礎(chǔ)

1.1流體力學(xué)基礎(chǔ)

連續(xù)性方程:

(1)

動(dòng)量守恒方程:

(2)

能量守恒方程:

(3)

式中：ρ、u、p、E分別為流體密度、速度矢量、壓力及總能量[4]。

1.2非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)

非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在處理多體分離的非定常氣動(dòng)干擾問題時(shí)被廣泛應(yīng)用,因此,模擬過程使用二維非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格模型,網(wǎng)格包括隨導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)的網(wǎng)格和機(jī)翼上靜止的網(wǎng)格。由于導(dǎo)彈發(fā)射過程中與機(jī)翼具有較大的相對(duì)運(yùn)動(dòng),因此采用彈簧光順及局部網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)來保證動(dòng)網(wǎng)格的質(zhì)量。網(wǎng)格變形尺寸在規(guī)定范圍內(nèi)的采用彈簧光順進(jìn)行處理,超出規(guī)定尺寸范圍的變形使用局部網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)處理。

1)彈簧光順是將任意兩網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)之間的連線理想的看作一條彈簧,通過類似彈簧的壓縮或拉伸實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格和計(jì)算域的改變[5],彈力的大小可以根據(jù)胡克定律得出:

(4)

式中:ni表示與節(jié)點(diǎn)相鄰的節(jié)點(diǎn)數(shù);Δxi、Δxj分別表示節(jié)點(diǎn)i、j處的位移矢量;kij為第i節(jié)點(diǎn)與其相鄰節(jié)點(diǎn)j之間的彈性因子,可用式(5)表達(dá)。

(5)

2)局部網(wǎng)格重構(gòu)是指網(wǎng)格隨物體運(yùn)動(dòng)重新劃分時(shí),邊界網(wǎng)格變形超出原始網(wǎng)格設(shè)置的尺寸范圍時(shí),系統(tǒng)自行將較小的網(wǎng)格合并、較大的網(wǎng)格分裂,使得網(wǎng)格大小在定義的尺寸范圍內(nèi)。

2模擬條件設(shè)定

模擬過程采用二維NACA0012翼型下掛載簡(jiǎn)化縮小的導(dǎo)彈模型,彈長(zhǎng)0.8m,長(zhǎng)徑比約為20。計(jì)算流場(chǎng)設(shè)定為高度,H=3 000m、來流馬赫數(shù)為0.8 Ma,攻角為0°的定值平飛流場(chǎng)[6]。導(dǎo)彈初速度為0m/s,先對(duì)導(dǎo)彈施加2kN的軸向彈射力,運(yùn)動(dòng)0.1s后導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火。模擬過程采用標(biāo)準(zhǔn)k-ω二方程湍流模型[7],基于密度的求解器,求解方法選擇基于節(jié)點(diǎn)的Green-Gauss函數(shù)以及二階迎風(fēng)格式。將計(jì)算域設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng),導(dǎo)彈尾部設(shè)為壓力入口[8]。

3模擬結(jié)果及分析

文中研究模擬了機(jī)載導(dǎo)彈直接點(diǎn)火發(fā)射和沿導(dǎo)軌彈射后點(diǎn)火發(fā)射的過程,得到了機(jī)翼在發(fā)射過程中阻力系數(shù)(Cd)、升力系數(shù)(Cl)及力矩系數(shù)(Cm)隨時(shí)間的變化曲線,如圖1～圖3所示。

由圖1～圖3可知,對(duì)比導(dǎo)彈直接點(diǎn)火發(fā)射過程,采用滑彈一體式發(fā)射裝置對(duì)機(jī)翼的阻力影響較小,而對(duì)升力、力矩的影響較為顯著。總體來說,導(dǎo)彈發(fā)射后首先是阻力上升,升力和力矩下降;之后,導(dǎo)彈沿導(dǎo)軌滑行,機(jī)翼阻力下降,升力和力矩上升;0.1s時(shí)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火,對(duì)阻力、升力及力矩產(chǎn)生較大影響;0.15s左右時(shí),由于導(dǎo)彈尾部到達(dá)機(jī)翼前緣,導(dǎo)致機(jī)翼阻力、升力、力矩產(chǎn)生波動(dòng);0.2s后,導(dǎo)彈遠(yuǎn)離機(jī)翼,機(jī)翼升力、阻力及力矩基本趨于穩(wěn)定。

圖1　機(jī)翼阻力系數(shù)隨時(shí)間變化曲線

圖2　機(jī)翼升力系數(shù)隨時(shí)間變化曲線

圖3　機(jī)翼力矩系數(shù)隨時(shí)間變化曲線

圖4～圖11為滑彈一體式發(fā)射過程不同時(shí)間點(diǎn)機(jī)翼周圍流場(chǎng)壓力云圖與相應(yīng)時(shí)間機(jī)翼表面壓力分布。從圖中可以看出,導(dǎo)彈沿導(dǎo)軌滑行階段,機(jī)翼上下表面壓力改變較小;0.1s后,導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火,產(chǎn)生的燃?xì)馍淞鳂O大的改變了機(jī)翼周圍流場(chǎng)的壓力,主要影響機(jī)翼下表面壓力分布;0.15s左右,導(dǎo)彈尾部到達(dá)機(jī)翼前緣,尾部燃?xì)馍淞鲗?duì)機(jī)翼上下表面均有影響;0.22s時(shí),導(dǎo)彈遠(yuǎn)離機(jī)翼,機(jī)翼周圍流場(chǎng)逐漸恢復(fù)至穩(wěn)定狀態(tài)。

圖4　0.02 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖5　0.02 s機(jī)翼表面壓力分布

圖6　0.12 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖7　0.12 s時(shí)機(jī)翼表面壓力分布

圖12～圖17為導(dǎo)彈點(diǎn)火發(fā)射過程不同時(shí)間點(diǎn)機(jī)翼周圍流場(chǎng)壓力云圖及機(jī)翼表面壓力分布。0.14s之前主要影響機(jī)翼下表面;0.14s時(shí)導(dǎo)彈尾部到達(dá)機(jī)翼前緣,機(jī)翼上表面開始受到影響;0.22s時(shí)導(dǎo)彈遠(yuǎn)離機(jī)翼,對(duì)機(jī)翼周圍流場(chǎng)影響逐漸減弱。

圖8　0.15 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖9　0.15 s機(jī)翼表面壓力分布

圖10　0.22 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖11　0.22 s時(shí)機(jī)翼表面壓力分布

圖12　點(diǎn)火0.02 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖13　點(diǎn)火0.02 s時(shí)機(jī)翼表面壓力分布

圖14　點(diǎn)火0.14 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖15　點(diǎn)火0.14 s時(shí)機(jī)翼表面壓力分布

4結(jié)論

1)對(duì)于多體分離問題,使用Fluent非結(jié)構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格

技術(shù)進(jìn)行模擬,結(jié)果具有較高的精度。

2)通過對(duì)比模擬結(jié)果,使用滑彈一體式發(fā)射裝置能降低機(jī)翼的阻力并提高其升力,提高無人機(jī)的氣動(dòng)性能,對(duì)導(dǎo)彈滑彈一體式發(fā)射裝置的研究具有一定參考價(jià)值。

圖16　點(diǎn)火0.22 s時(shí)機(jī)翼流場(chǎng)壓力云圖

圖17　點(diǎn)火0.22 s時(shí)機(jī)翼表面壓力分布

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2006.

*收稿日期:2015-05-07

作者簡(jiǎn)介:王博(1991-),男,山東菏澤人,碩士研究生,研究方向:流體力學(xué)與空氣動(dòng)力學(xué)。

中圖分類號(hào):V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

TheUAVAirfoilAerodynamicInterferenceofMissileLaunchedfromRail-catapultIntegratedLauncher

WANGBo,MAGuichun,CHENYang,DONGHao

(SchoolofMechatronicsEngineering,NorthUniversityofChina,Taiyuan030051,China)

Abstract:When airborne missile launched from UAV, its exhaust jet has an impact on UAV airfoil and safety. This study is based on two-dimensional unstructured dynamic grids and standard k-omega tow-equation turbulence model of the software Fluent. In this research difference between missile ignition firing and ignition firing after ejection was analyzed, and these two results were compared. The results show that the rail-catapult integrated launcher can reduce aerodynamic influence on airfoil caused by missile exhaust jet stream. The results will provide certain reference for research of rail-catapult integrated missile launcher of UAV.

Keywords:UAV; missile launching; exhaust jet stream; unstructured dynamic grids