基于Fluent的弹体气动特性计算与分析

伍　星，卢永刚，宋　琼，张　涛

(中国工程物理研究院　a.总体工程研究所; b.流体物理研究所，四川 绵阳　621900)



基于Fluent的弹体气动特性计算与分析

伍星a，卢永刚a，宋琼a，张涛b

(中国工程物理研究院a.总体工程研究所; b.流体物理研究所，四川 绵阳621900)

摘要：应用仿真软件FLUENT，研究了某型号弹体在不同攻角和来流马赫数的工况下的气动特性。湍流模型采用FLUENT中的单方程模型解决壁面限制的流动问题。通过建立几何模型、划分计算区域网格、设置FLUENT中相关参数并进行多次迭代直到收敛，得到弹体对应工况下的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，对仿真结果进行分析。结果表明，采用FLUENT仿真的方式能够较快地得到弹体的气动参数，为弹道设计提供依据。

关键词：攻角；马赫数；升力系数；阻力系数；俯仰力矩系数；气动特性

Citation format:WU Xing，LU Yong-gang，SONG Qiong, et al.Fluent-Based Calculation and Analysis of Missile Aerodynamic Characteristics[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(2):22-25.

气动特性对弹道的设计与控制十分重要[1-4]。风洞试验是传统的方法，但成本巨大[5]。用FLUENT进行气动特性分析[6]，不仅简单易行，而且花费少。

赵洪章等[7]采用k-ε双方程湍流模型对弹体不同工况对应的气动特性进行仿真，得到了全弹的气动系数。李楠等[8]采用单方程湍流模型对飞行器气动参数进行仿真。但是文中只对其中一种工况进行仿真，体现不出弹体气动参数随攻角和来流马赫数变化的规律。

运用FLUENT求解气动参数的过程为：首先进行几何建模、划分网格和设定边界条件；然后在Fluent中选择计算模型、定义流体物理属性、设置操作环境和边界条件等；最后进行迭代直到整个求解域数值解的最小残差收敛到目标残差，得到弹体对应工况下的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数。

1计算域

对计算域进行非结构网格划分，结果如图1、图2所示。计算域外层是半径为2 000 mm、高7 000 mm的大圆柱体；内层是半径为500 mm，高2 000 mm的小圆柱体。小圆柱网格较密而大圆柱网格较稀。由于弹体对称，为节省时间可取一半进行计算，整个区域的网格数是1 007 831 个。

图1　弹体表面网格划分

图2　计算域网格划分

2湍流模型

FLUENT中可用的湍流模型各有优、缺点[9-12]。k-ε湍流模型是应用最广泛的湍流模型，能较精确的预测圆形射流和平面射流的散布率。其中湍流动能方程和扩散方程分别为：

(1)

(2)

它能较好地解决较小压力梯度下的自由剪切流问题，但当逆压梯度变大时并不适用；并且两方程模型计算量大、收敛困难、对网格划分要求严格。

雷诺应力模型能较好地解决各项异性较强的湍流流动问题，但不适用于一般的回流流动问题并且结构复杂、计算量巨大。其方程为

(3)

其中：Dij为扩散项；φij为压力应变项；Gij为产生项；εij为耗散项。

大涡模拟适用于各种高雷诺数流动，对网格要求极为严格。N-S方程为

(4)

修正N-S方程为

(5)

单方程模型因被Spalart和Allmaras提出，所以又叫Spalart-Allmaras模型。单方程模型相对于FLUENT中提供的其他模型要简单一些。它只需要求解湍流黏性运输方程，而不用求解当地剪切层的厚度。鲁棒性能好并且计算量小，不需要精确的网格划分；适合用于解决具有壁面边界条件的空气流动问题。其方程为

(6)

3计算方法[13-14]

1) 将前处理软件中划好的网格文件导入Fluent中。检查网格是否有误，如果有误需要重新划分网格；如果无误就可以设置网格尺寸，并再次检查网格。最后对网格重新编号和排序，以加快计算速度。

2) 求解器选择密度基耦合显示求解器，这种选择的优势是可以节省内存，但收敛速度变慢；湍流模型选择如式6所示的单方程湍流模型。

3) 在流体的物理属性设置中，选用空气做介质，气体黏度满足萨兰德定理。

4) 将参考压力设为零，这样比较符合日常习惯。壁面设为无滑移，粗糙度设为0.5。

5) 边界条件：计算域对称面设为SYMMET-RY；计算域最外层表面设为PRESSURE_FAR_F-IELD。

6) 先迭代600次，这样可以缩小纵轴坐标的范围，便于判断收敛情况。然后设置残差监视器和空气动力监视器，继续迭代5 400次，通过这些监视器来判断收敛情况。

4计算结果及分析

在给定工况的情况下，弹体的气动曲线在迭代初期不断波动，当迭代次数超过3 000次时，波动减弱，直到曲线不在上下波动时，即可读出对应的气动系数。从图3～图5可以看出，仿真得到的弹体气动特性是收敛的，说明本系统稳定。从图6～图8中可以看出，弹体在翼面前端和弹头处所受到的压强最大；空气在流过翼面时速度最快；弹体经过的地方温度高于未经过的地方。

从图9～图11可以看出，阻力系数与升力系数均与攻角大小成正比，而俯仰力矩系数与攻角大小成反比，这与相关文献中的报道吻合。

图3　1.0 Ma、4°攻角时阻力系数的变化曲线

图4　1.0 Ma、4°攻角时升力系数的变化曲线

图5　1.0 Ma、4°攻角时俯仰力矩系数的变化曲线

图6　1.0 Ma、4°攻角时的全弹表面静压

图7　1.0 Ma、4°攻角时的全弹表面来流马赫分布

图8　1.0 Ma、4°攻角时对称面温度分布

图9　全弹阻力系数随马赫数、攻角变化曲线

图10　全弹升力系数随马赫数、攻角变化曲线

图11　全弹俯仰力矩系数随马赫数、攻角变化曲线

5结论

借助仿真软件对弹体的气动特性进行仿真，可以高效地得出弹体飞行的气动参数，节约了时间又降低了成本，为弹道和控制系统设计提供依据。

参考文献：

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[6]赵洪章，岳春国，李进贤.基于FLUENT的导弹气动特性计算[J].弹箭与制导学报，2007，27(2)：203-205.

[7]李楠，倪原，李聚峰，等.基于Fluent的飞行器气动参数计算方法[J].现代电子技术,2014,37(16)：68-70.

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[14]严恒元编.飞行器气动特性分析与工程计算[M].西安：西北工业大学出版社,1990.

(责任编辑周江川)

Fluent-Based Calculation and Analysis of Missile Aerodynamic Characteristics

WU Xinga，LU Yong-ganga，SONG Qionga, ZHANG Taob

(a.Institute of System Engineering; b.Institute of Fluid Pysics,China Academy of Engineering Physics, Mianyang 621900, China)

Abstract:The missile’s aerodynamic characteristics on different attack angle and different mach number by FLUENT were analyzed. The single equation model in FLUENT was used to solve the problem of the flow of wall restricted. We obtained the lift coefficient, drag coefficient and pitching moment coefficient of the missile through the establishment of geometric model, dividing calculation area grid, the setup of relevant parameters and several iterations until convergence, and then we analyzed the result. The results show that the aerodynamic parameters of the projectile can be relevantly quickly obtained by FLUENT simulation, which can provide the basis for ballistic design.

Key words:attack angle; Mach number; lift coefficient; drag coefficient; pitching moment coefficient; aerodynamic characteristics

文章编号：1006-0707(2016)02-0022-04

中图分类号：TJ760.1

文献标识码：A

doi:10.11809/scbgxb2016.02.006

作者简介：伍星(1990—)，女，硕士研究生，主要从事武器系统制导与控制研究。

基金项目：国家自然科学基金委员会-中国工程物理研究院共同设立的国家安全学术基金(11176012)

收稿日期：2015-08-26；修回日期：2015-09-09

本文引用格式：伍星，卢永刚，宋琼，等.基于Fluent的弹体气动特性计算与分析[J].兵器装备工程学报，2016(2):22-25.

【装备理论与装备技术】