正常式布局巡飛彈氣動特性的數值模擬*

秦 潔,陳 闖

(沈陽理工大學裝備工程學院,沈陽 110159)

正常式布局巡飛彈氣動特性的數值模擬*

秦 潔,陳 闖

(沈陽理工大學裝備工程學院,沈陽 110159)

為研究正常式布局巡飛彈的空氣動力特性,利用Pro/E建立巡飛彈的三維模型,導入Gambit進行網格劃分,采用Fluent軟件數值模擬巡飛彈的氣動特性并提取彈道氣動數據。數值模擬對比研究了不同音速下彈體的繞流流場,獲得了壓力分布情況。系統地分析了巡飛彈在不同攻角、不同馬赫數下升力、升力系數、阻力、阻力系數以及翻轉力矩等氣動特性的變化規律,研究結果對巡飛彈的氣動力設計具有一定的參考價值。

巡飛彈;氣動特性;數值模擬

0 引言

巡飛彈是先進無人機技術、常規彈藥技術和巡航導彈技術融合的產物,巡飛彈依靠氣動升力支撐重力、發動機推力克服阻力實現近乎等高恒速飛行,來執行偵查監視等作戰任務[1]。巡飛彈的氣動布局直接決定整體的氣動特性,彈翼是提供升力的主要部件,舵翼用來操縱巡飛彈的滾轉、俯仰、偏航姿態。根據彈翼和舵翼的相對位置,巡飛彈分為正常式氣動布局和鴨式布局,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升力、穩定性和操縱平衡角度來看,正常式布局優于鴨式布局,文中選擇正常式布局。巡飛彈彈翼結構的優化設計[2-4]、氣動力特性[5-7]是巡飛彈研發在空氣動力學領域的熱點研究問題,這些研究將為巡飛模型的設計奠定基礎。

文中數值模擬研究了一種正常式布局巡飛彈的氣動特性,對比了不同音速下彈體周圍流場區域的壓力分布,分析了阻力、阻力系數、升力、升力系數和翻轉力矩隨攻角和馬赫數的變化規律。

1 巡飛彈計算模型

1.1 幾何建模及網格劃分

利用Pro/E軟件建立正常式布局巡飛彈的三維實體模型,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,該翼型能產生較大的升力。舵翼在彈尾部呈對稱式分布,由舵翼兩面的氣流不均勻產生操縱力矩,用于改變巡飛彈在空中的飛行姿態。

將巡飛彈幾何模型導入Gambit軟件選用非結構網格對流場進行劃分,外流場采用圓柱體區域,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,后端距離巡飛彈底部為3倍彈長。為了保證計算的準確性和穩定性,同時又考慮計算機資源和相對較快的計算速度,將計算域分層,越靠近巡飛彈部分網格劃分越密,而遠離巡飛彈的部分網格劃分越稀疏。對劃分完的網格進行質量檢測,調整后巡飛彈流場域及網格劃分如圖2所示。

圖1 巡飛彈的三維模型

圖2 巡飛彈流場域及網格劃分示意圖

1.2 數值計算

將劃分好的巡飛彈流場網格導入Fluent中進行數值計算,選擇密度基隱式計算函數方法,以便獲得較快的收斂速度。湍流模型選擇Spalar-Allmaras模型,流場區域的邊界條件為壓力遠場,流場域內為理想空氣。為保證求解過程的穩定性,將控制器的松弛因子都設為0.3。流體的迎風格式設置為二階迎風式,在求解邊界層和激波問題上有更好的效果。庫朗數越大,收斂速度越快,求解的穩定性越低,為保證收斂速度和解的穩定性,先將庫朗數設置為2,之后根據結果進行調整[8]

文中對巡飛彈的攻角δ分別選為0°、2°、4°和6°,馬赫數為0.2、0.4、0.6、0.8、1、1.2的情況進行數值模擬。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、不同馬赫數下巡飛彈的阻力、阻力系數、升力、升力系數和翻轉力矩。

2 巡飛彈繞流流場分析

巡飛彈周圍流場的壓力云圖可以直觀地反映受力情況、激波位置、激波強弱、渦流等變化。巡飛彈在超音速下飛行時,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。當超音速氣流到達彈體底部時,氣流隨著壓力和流動方向的調整在彈底處產生尾激波。彈底渦流開始時沿底部壁面分布,然后逐漸向后方軸線靠近,最后在彈底分離,形成低壓區,彈底渦流區隨著攻角的增大而增大。

巡飛彈以跨音速飛行時不僅受到摩阻和渦阻,還會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的壓力云圖。從圖中可以看出,彈頭和舵翼處出現高壓區,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的壓力云圖,從圖中可以看出亞音速下巡飛彈周圍流場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 數值模擬與理論計算結果的對比

3.1 巡飛彈阻力和阻力系數

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計中有著重要的地位,圖6為巡飛彈阻力隨馬赫數和攻角的變化曲線。當攻角一定的情況下,巡飛彈阻力隨著馬赫數的增大逐漸增大,在亞音速階段阻力在0～500 N之間,增速緩慢。跨音速及超音速階段,阻力隨馬赫數增加較明顯,在超音速1.2Ma時彈體阻力達到最大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,幾乎對阻力沒有影響。

圖6 阻力隨馬赫數和攻角的變化曲線

阻力系數隨馬赫數和攻角的變化規律如圖7所示,阻力系數與阻力的變化趨勢接近,亞音速時阻力系數幾乎保持不變,從亞音速到跨音速時阻力系數迅速增大,從跨音速到超音速阻力系數繼續增大,在Ma=1.2時,阻力系數達到最大。

圖7 阻力系數隨馬赫數和攻角的變化曲線

3.2 巡飛彈升力和升力系數

巡飛彈的升力直接影響巡飛彈的飛航品質,圖8為巡飛彈的升力隨馬赫數和攻角的變化曲線。在0°攻角下升力幾乎為0,攻角一定的情況下,升力隨著馬赫數的增大而增大,攻角越大,這種上升趨勢越明顯,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布局所決定的。

升力系數隨馬赫數和攻角的變化規律如圖9所示,在0.2～1.0Ma的馬赫數范圍內,巡飛模型飛行時受到的升力系數隨著馬赫數的增大而增大。在1.0～1.2Ma的馬赫數范圍內,彈丸的升力系數隨著馬赫數的增大而減小。攻角越大,巡飛彈的升力系數越大。

圖8 升力隨馬赫數和攻角的變化曲線

圖9 升力系數隨馬赫數和攻角的變化曲線

3.3 巡飛彈翻轉力矩

巡飛彈在有攻角的情況下會產生翻轉力矩,在該力矩的作用下,彈丸會產生翻轉的趨勢。翻轉力矩過大將影響巡飛彈的飛行穩定性。對不同工況的數值模擬結果得出圖10翻轉力矩隨馬赫數和攻角的變化規律,攻角為0°時翻轉力矩為0,攻角一定的情況下,翻轉力矩隨馬赫數的增大逐漸增大,在小于1.0Ma時的增加率遠遠高于1.0Ma時的變化率。

圖10 翻轉力矩隨馬赫數和攻角的變化曲線

4 結論

文中以正常式布局巡飛彈為研究對象,對氣動特性進行了數值模擬研究,分析了亞音速、跨音速和超音速下巡飛彈的繞流流場,得出了巡飛彈的阻力分布情況。獲得了阻力、阻力系數、升力、升力系數和翻轉力矩等氣動特性隨馬赫數和攻角的變化規律,結果表明阻力和阻力系數隨馬赫數的增大而增大,隨攻角變化不明顯;升力隨著馬赫數的增大而增大,攻角越大,這種上升趨勢越明顯,升力系數隨攻角呈線性增長趨勢;翻轉力矩隨馬赫數的增大逐漸增大,在小于1.0Ma時的增加率遠遠高于1.0Ma時的變化率。

[1] 郭美芳,范寧軍,袁志華.巡飛彈戰場運用策略 [J].兵工學報,2006,27(5):944-947.

[2] 許兆慶,吳軍基,薛曉中,等.巡飛彈鉆石背折疊翼結構優化設計 [J].機械設計與研究,2011,27(1):87-90.

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[4] KALOYANOVA V B,GHIA K N,GHIA U.Structural modeling and optimization of the joined-wing of a high-altitude long-endurance (HALE) aircraft:AIAA 2005-1087[R].2005.

[5] 雷娟棉,吳甲生.鉆石背彈翼外形參數對氣動特性的影響 [J].北京理工大學學報,2006,26(11):945-948.

[6] 魏明,王華.巡飛器無舵偏情況下的氣動數值分析 [J].飛行力學,2010,28(2):59-62.

[7] 陶福興,張恒,李杰.一種小型單兵巡飛彈的氣動外形設計 [J].彈箭與制導學報,2015,35(6):111-114.

[8] 谷潤平,宋國萍,劉薇.高雷諾數下二維翼型繞流氣動特性數值分析 [J].科學技術與工程,2014,14(21):162-166.

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:彈箭技術與模擬仿真。

TJ013.2

A