基于微氣泡的巡飛彈翼展氣動特性仿真與分析

邵偉平，孫 林，郝永平，裴乙橦，姬 曼

(沈陽理工大學 機械工程學院，沈陽 110159)

微致動器(Microactuator)是一類能夠產生和執行動作的微機械元件或裝置的總稱，又被稱為微執行機構或微驅動機構。在微機械系統的研究中，微致動器是非常重要的一部分，它的主要作用是通過一些物理原理將其他形式的能量轉化為機械能，并能使整個微機械系統正常運行。目前，微致動器主要廣泛應用于國防、醫學、生物、航空航天等領域。

美國加州大學洛杉磯分校的研究人員率先提出微氣泡致動器的想法，并將其安裝在機翼表面上，并結合三角翼周圍氣流流動的特點，利用微氣泡致動器來控制和操縱翼面上的邊界層，從而能夠進一步來實現對三角翼飛行器動態轉矩控制，并初步取得較理想的實驗結果[1]。在我國，陸鵬舉教授和呂宗行教授討論和研究了采用微模擬技術制作的微氣泡致動器對彈體氣動力的影響控制。微氣泡致動器根據彈性體的幾何形狀附著在彈性體的表面上，以高壓氣源作為動力來源，在預定情況下為微泡充氣，并做了相關實驗，并得出結論：當微氣泡致動器同時位于強渦流區和弱渦流區并處于工作狀態時，可以在適當條件下削弱由氣流引起的側向偏移；當微氣泡致動器只在強渦流區工作時，氣泡鼓起會對氣流邊界層產生影響，并導致邊界層上的分離渦提前分離；當微氣泡致動器只在弱渦流區工作時，氣泡鼓起會使氣泡區域形成剪切層，并產生較大的剪切力，加大弱渦流區的渦流強度[2]。

本研究將氣泡型微致動器安裝在巡飛彈機翼上表面，當不需要微氣泡工作時，氣泡不鼓起且與機翼上表面平齊；當需要微氣泡工作時，巡飛彈內部氣缸給氣泡充氣，使其鼓起變形，從而達到對氣流產生影響并干擾打破機翼上表面原有邊界層的作用。

1 模型建立及計算網格的生成

數值模擬分析方法是一種不用具體的函數表達式而是用多個點的數值表示函數的方法，利用科學計算機來求解建立的數學模型的近似解。將數值模擬分析方法與CFD(Computational Fluid Dynamics——計算流體力學)相結合，解決各種離散化的數學模型，同時模擬分析處于復雜環境中的流體力學問題[3]。

通過對巡飛彈特性及外形的精確選擇，可以對巡飛彈基本形態(狀態1)進行建模，為研究氣泡對巡飛彈的影響，本研究將在巡飛彈的基本形態的基礎上，選取翼面上表面氣泡完全鼓起為狀態2；選取右側翼面上表面氣泡完全鼓起，但左側翼面氣泡未鼓起為狀態3，如圖1所示。

圖1 翼型狀態

對模型進行網格的劃分是計算流體力學的第一步，網格質量通常決定了模擬的效果或收斂速度，直接涉及氣動數值模擬的仿真精度。本研究網格采用非結構化網格，為盡量使仿真結果誤差較小，采用的是密度較大的網格，壓力進口邊界與壓力出口邊界都是無窮遠，且無滑移壁面[4]。通過使用Gambit軟件，首先對巡飛彈流體域進行網格劃分，然后劃分整個流場的計算域，并將其劃分為多個子區域，同時需要確定每個子區域的節點，這樣可以將巡飛彈的計算域變為多層，使得網格的質量得到提高，如圖2所示。在網格分布設置方面需要以巡飛彈為中心網格以一定的比值由密集變為稀疏，可以提高巡飛彈所受的升力、阻力以及力矩值的精度。

圖2 流體計算域及網格生成示意圖

Fluent是目前國際上比較流行的商用CFD軟件包，凡是和流體熱傳遞和化學反應等有關的工業均可使用，并廣泛應用于航空航天、汽車設計、渦輪機設計等方向，所以采用Fluent進行模擬仿真，并進行相關參數設置：在設置求解器的時候選擇密度基隱式計算函數方法，可以加快收斂速度，同時選取適合非結構化網格的Green-Gause Node Based計算方法[5]。并選取適用于空氣動力學的湍流模型——Spalar-Allmaras模型為湍流模型。控制器的松弛系數為0.3，庫朗數為2，通量方法為Roe-Fds，迎風格式為二階迎風式。

2 氣動特性結果分析

2.1 阻力系數對比分析

狀態1為巡飛彈基本飛行狀態；狀態2為微氣泡全鼓起狀態；狀態3是右側微氣泡全鼓起，左側氣泡未鼓起。

首先分析側滑角為0°時不同馬赫數下不同狀態的阻力系數，得到阻力系數隨攻角的變化曲線如圖3所示[6]。在同一馬赫數下，巡飛彈的阻力系數的分布圖大致以0°攻角相對稱。

由圖3(a)可知，當Ma=0.7時，巡飛彈的阻力系數先是隨攻角的增加而減小，然后隨攻角的增加而增大。在攻角為-4°～12°之間時，狀態1的阻力系數要比其余兩種大11.7%～22.8%，且狀態3的阻力系數最小；當攻角為8°和大于12°時，3種狀態的阻力系數幾乎持平。

由圖3(b)當Ma=0.9時，在負攻角段，飛行器的阻力系數先是隨攻角的增加而減小，到達正攻角階段隨攻角的增加而增大。當巡飛彈飛行攻角為負時，狀態1 的阻力系數最小，而當攻角為正時，狀態1的阻力系數反而比其他兩種狀態大，最大可比狀態2高23%；狀態3的阻力系數始終處于狀態1和狀態2之間。

由圖3(c)當Ma=1.5時，在狀態1、2、3情況下，飛行器的阻力系數先隨攻角的增加而減少。在攻角小于4°時，狀態1的阻力系數最小，能比狀態3低 15%左右；當攻角大于4°時，三種狀態的阻力系數幾乎一致。

由圖3(d)當Ma=3.0時，依舊狀態1的阻力系數最小，狀態2的阻力系數最大；也就是說明就阻力系數這一項來說，巡飛彈在超音速情況下飛行時，氣泡不但不能減小阻力系數，反而增加12%～30%。

圖3 狀態1、2、3在不同馬赫數下的阻力系數曲線

2.2 升力系數對比分析

側滑角為0°時不同馬赫數下不同狀態的升力系數隨攻角的變化曲線如圖4所示。以下對不同馬赫數下的升力系數變化規律逐一分析。

由圖4(a)可知，當Ma=0.7時，升力系數隨攻角的增加而上升。當攻角小于0°時各個狀態升力系數相差不大；當攻角大于0°時，狀態3的升力系數最大，而狀態1的升力系數最小，當攻角為8°時，狀態3所提高的升力系數最大，為27%。

由圖4(b)可知，當Ma=0.9時，氣泡未鼓起到自然態(狀態1)時的升力系數先隨攻角的增大而升高，到攻角為12°時隨攻角增加而降低，則當攻角達到12°左右時，該狀態達到失速，12°攻角也就被稱為失速攻角；而氣泡鼓起到自然態(狀態2、3)時的升力系數在攻角為20°內一直是隨攻角的增加而升高，且狀態3的升力系數在任何狀態下都比其他兩種狀態高[7]。

由圖4(c)可知，當Ma=1.5時，氣泡未鼓起到自然態(狀態1)時先隨攻角的增加而上升，當攻角達到12°時隨攻角的增加而降低，此攻角為失速攻角。而氣泡鼓起到自然態(狀態2、3)時，升力系數一直是隨攻角的增加而升高，在仿真攻角內，并未達到失速狀態，表明氣泡可以調整翼面繞流，從而提高了此飛行器的失速攻角。此外，狀態2、狀態3在同一攻角下的升力系數幾乎相等。

由圖4(d)可知，當Ma=3.0時，各個狀態的升力系數隨攻角的增加而上升，狀態1和狀態2的升力系數相差不大，狀態3的升力系數在攻角大于8°時與狀態1、2相差不大，但當攻角小于8°時，狀態3的升力系數要比其他兩種狀態大。

圖4 不同馬赫數下的升力系數曲線

2.3 升阻比對比分析

側滑角為0°時不同馬赫數下不同狀態的升阻比隨攻角的變化曲線如圖5所示。以下對不同馬赫數下的升阻比變化規律逐一分析[8]。

圖5 不同馬赫數下的升阻比曲線

當Ma=0.7和0.9時，升阻比的變化趨勢大體上相似，且都是先隨攻角的增加而增加，達到一定攻角后逐漸降低。當Ma=0.7時，狀態1的升阻比要比其他兩種狀態小；當Ma=0.9時，狀態1的升阻比在攻角小于12°時要比其他兩種狀態大，而當攻角超過12°之后，狀態1的阻力系數反而要小于另外兩種狀態；當Ma=1.5時，狀態1的升阻比先隨攻角的增大而增大，但達到一定攻角時隨攻角的增大而減小，而狀態2、3的升阻比一直隨攻角的增加而升高；當Ma=3.0時，各個狀態的升阻比均隨攻角的增加而升高。

3 巡飛彈翼面截面壓力分布云圖及分布曲線

3.1 不同狀態下的飛行器翼面截面壓力分布

圖6為狀態1、2、3在α=0°、β=0°、0.9Ma條件下的飛行器翼面截面壓力分布云圖及壓力分布曲線。

由圖6可知，在馬赫數、攻角、側滑角相同的情況下，機翼上氣泡鼓起到自然態(狀態2、3)時的壓力差要大于氣泡未鼓起到自然態(狀態1)。狀態1情況下，機翼上下表面壓力相差不大；狀態2和狀態3情況下，機翼下表面的壓力要遠高于上表面的壓力。在狀態2、3的云圖上可知，機翼上表面氣泡后面會產生一個低壓區。

3.2 不同馬赫下的飛行器翼面截面壓力分布

圖7為狀態2在α=0°、β=0°不同馬赫條件下的飛行器翼面截面壓力分布云圖及壓力分布曲線。

由圖7可知，在相同狀態、同一側滑角、同一攻角的情況下，1.5馬赫的壓力要遠大于0.9馬赫下的壓力，但是上下翼面的壓力差相差不多，在機翼上表面氣泡后面會產生一個低壓區[9]。在1.5馬赫下機翼前緣會產生較大壓力的激波，但在0.9馬赫下機翼前緣會產生很大面積的高壓區。

圖7 不同馬赫下飛行器翼面截面壓力分布云圖及壓力分布曲線

4 結論

對3種基于氣泡的巡飛彈翼展的氣動特性仿真，繪制出不同狀態氣動特性系數的變化曲線，得知各狀態的氣動特性變化趨勢雖大致相同，當氣泡完全鼓起到自然狀態時，由阻力系數變化曲線可知，當速度為0.9Ma，攻角為12°時，阻力系數可降低23%；由升力系數變化曲線可知，當攻角大于12°時，氣泡型巡飛彈的升力系數比普通型巡飛彈高；由云圖可知，氣泡的鼓起能延緩氣流分離泡的分離時間，在一定程度上提高巡飛彈的失速攻角。