極小展弦比彈翼氣動特性數值研究*

李 劍,敬代勇

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471009)

極小展弦比彈翼氣動特性數值研究*

李 劍,敬代勇

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471009)

為研究極小展弦比彈翼的氣動特性,文中設計了展弦比分別為0.3和3.0的極小展弦比翼面和常規三角翼面,采用CFD數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特性。研究結果表明,極小展弦比翼身相比三角翼身具有較小的軸向力和誘導滾轉力矩,但是在大攻角時產生較大的側向氣動力;極小展弦比翼的翼展很小,彈身體渦與翼渦之間產生復雜的相互干擾,影響全彈氣動特性。

極小展弦比;數值模擬;導彈外形;氣動特性

0 引言

翼面作為飛行器的主要升力面,對飛行器的性能和飛行品質有著重要影響。翼面的展弦比是影響其氣動特性的重要參數,戰術導彈一般采用0.5～4左右的中小展弦比翼面。對于展弦比小于0.5的翼面通常稱為極小展弦比翼面或邊條(翼)[1-2]。

為了便于包裝、運輸和機載限制,戰術導彈的展向尺寸越來越小,而且有減小到一個最小值的趨勢;另一方面,為了滿足戰術導彈攻擊目標的高機動性能需求,要求導彈飛行攻角也越來越大[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中等展弦比翼面具有零升阻力小,誘導滾轉力矩小等優點;但在大攻角時會產生較大的側向氣動力[4-5]。

為了便于研究極小展弦比翼面的氣動特性,文中設計了具有相同面積的極小展弦比翼面和常規三角翼面外形,展弦比分別為0.3和3.0。通過CFD數值模擬方法分析了極小展弦比翼身的氣動特性,并總結了其設計、使用特點。

1 數值計算方法

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

式中:Q表示守恒量;F、G和H表示對流項;Fv、Gv和Hv表示粘性項。

控制方程組中對流項采用TVD格式離散,粘性項采用中心差分格式,采用當地時間步長和多重網格技術加速收斂。湍流模型為Menter-SST模型,壁面為絕熱無滑移邊界條件。

2 計算模型

為了研究極小展弦比彈翼的氣動特性,設計了具有相同面積的極小展弦比翼面(簡稱邊條翼)和常規三角翼面外形,展弦比分別為0.3和3.0,詳細參數見圖1。彈身由尖拱形頭部和圓柱段組成,長度分別為3D和17D。翼面前緣起點在全彈長50%位置,4片翼面呈“+”字形布置。力矩參考點取全彈長50%位置。翼面位于“+”字狀態定義為Φ=0°。

網格劃分采用多塊結構化網格的方法將計算區域進行分區,網格節點數約為200萬,表面網格見圖2。計算狀態為:Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0,α=0°～30°。

圖2 極小展弦比翼身表面網格

3 計算結果與分析

3.1 縱向氣動特性

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、法向力系數和俯仰力矩系數特性分別見圖3～圖5。圖3中邊條翼身的軸向力系數小于三角翼身,其中超聲速相對亞聲速降低幅度更大。

圖3 軸向力系數隨攻角變化(Φ=22.5°)

圖4中亞聲速時邊條翼身在中小攻角下的法向力系數明顯小于三角翼身,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逐漸增加,二者的差距逐漸變小。超聲速時邊條翼身和三角翼身的法向力系數曲線斜率比較一致。

圖4 法向力系數隨攻角變化(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大于邊條翼身。

圖5 俯仰力矩系數隨攻角變化(Φ=22.5°)

3.2 橫向氣動特性

邊條翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0的側向力系數、滾轉力矩系數、偏航力矩系數特性分別見圖6～圖8。圖6中兩種外形的側向力系數在攻角為10°以前都較小,隨著攻角增加側向力系數急劇增加。邊條翼身的側向力系數遠大于三角翼身,且亞聲速的側向力系數明顯大于超聲速。

圖6 側向力系數隨攻角變化(Φ=22.5°)

圖7中兩種外形的滾轉力矩系數在攻角小于10°時都很小,隨著攻角增加滾轉力矩系數急劇增加,三角翼身的滾轉力矩系數遠大于邊條翼身。亞聲速時兩種外形的滾轉力矩系數方向相反,超聲速時方向相同。

圖7 滾轉力矩系數隨攻角變化(Φ=22.5°)

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

圖8 偏航力矩系數隨滾轉角變化(Φ=22.5°)

3.3 流場分析

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圖9、圖10。從圖中可以看到,來流在繞過彈身時從尖拱形頭部發生分離,在彈體背風面產生兩個體渦。沿著彈身軸向,體渦的強度不斷增加,位置不斷升高。來流流過翼面時,在4片翼面的背風處產生4個翼渦,由于在滾轉角22.5°時4個翼面相對來流的方位不同,4個翼渦的強度各不相同,其中靠近水平方位的翼渦強度較大。由于左右渦流的大小和位置不同,從而造成翼身兩側的壓力分布不同,產生橫側向力和力矩。

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,使得它與常規展弦比翼身出現單獨的翼渦和體渦不同,這些渦之間會產生復雜的相互干擾,從而改變了渦自身結構,影響全彈氣動特性,使得邊條翼的氣動特征有所不同。

圖10 空間流線和截面總壓云圖(Ma=2.0,α=20°)

4 結論

通過以上對邊條翼身與三角翼身縱、橫向氣動特性對比和流場分析表明:

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

2)邊條翼身在非對稱來流下產生較大的側向力和偏航力矩,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生復雜的相互干擾,影響全彈氣動特性。

[1] 方寶瑞.飛機氣動布局設計 [M].北京:航空工業出版社,1997:146-151.

[2] 周嶺,趙協和.極小展弦比背鰭氣動特性研究 [J].實驗流體力學,2012,26(1):21-24.

[3] HEMSCH M J.戰術導彈空氣動力學 [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特性研究 [J].彈箭與制導學報,2010,30(3):135-137.

[6] ANDERSON J D.計算流體力學基礎及其應用 [M].吳頌平,劉趙淼,譯.北京:機械工業出版社,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,高級工程師,研究方向:導彈氣動力設計。

TJ760.12

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