正常式布局巡飞弹气动特性的数值模拟*

秦 洁,陈 闯

(沈阳理工大学装备工程学院,沈阳 110159)

正常式布局巡飞弹气动特性的数值模拟*

秦 洁,陈 闯

(沈阳理工大学装备工程学院,沈阳 110159)

为研究正常式布局巡飞弹的空气动力特性,利用Pro/E建立巡飞弹的三维模型,导入Gambit进行网格划分,采用Fluent软件数值模拟巡飞弹的气动特性并提取弹道气动数据。数值模拟对比研究了不同音速下弹体的绕流流场,获得了压力分布情况。系统地分析了巡飞弹在不同攻角、不同马赫数下升力、升力系数、阻力、阻力系数以及翻转力矩等气动特性的变化规律,研究结果对巡飞弹的气动力设计具有一定的参考价值。

巡飞弹;气动特性;数值模拟

0 引言

巡飞弹是先进无人机技术、常规弹药技术和巡航导弹技术融合的产物,巡飞弹依靠气动升力支撑重力、发动机推力克服阻力实现近乎等高恒速飞行,来执行侦查监视等作战任务[1]。巡飞弹的气动布局直接决定整体的气动特性,弹翼是提供升力的主要部件,舵翼用来操纵巡飞弹的滚转、俯仰、偏航姿态。根据弹翼和舵翼的相对位置,巡飞弹分为正常式气动布局和鸭式布局,正常式布局的弹翼在舵翼之前,鸭式反之。从巡飞弹所需要的气动升力、稳定性和操纵平衡角度来看,正常式布局优于鸭式布局,文中选择正常式布局。巡飞弹弹翼结构的优化设计[2-4]、气动力特性[5-7]是巡飞弹研发在空气动力学领域的热点研究问题,这些研究将为巡飞模型的设计奠定基础。

文中数值模拟研究了一种正常式布局巡飞弹的气动特性,对比了不同音速下弹体周围流场区域的压力分布,分析了阻力、阻力系数、升力、升力系数和翻转力矩随攻角和马赫数的变化规律。

1 巡飞弹计算模型

1.1 几何建模及网格划分

利用Pro/E软件建立正常式布局巡飞弹的三维实体模型,如图1所示,该巡飞弹由弹体、弹翼和舵翼组成。弹翼形状采用三角形,由前弹翼片和后弹翼片铰接而成,该翼型能产生较大的升力。舵翼在弹尾部呈对称式分布,由舵翼两面的气流不均匀产生操纵力矩,用于改变巡飞弹在空中的飞行姿态。

将巡飞弹几何模型导入Gambit软件选用非结构网格对流场进行划分,外流场采用圆柱体区域,圆柱体的半径选为10倍弹径,前端距离巡飞弹顶部5倍弹长,后端距离巡飞弹底部为3倍弹长。为了保证计算的准确性和稳定性,同时又考虑计算机资源和相对较快的计算速度,将计算域分层,越靠近巡飞弹部分网格划分越密,而远离巡飞弹的部分网格划分越稀疏。对划分完的网格进行质量检测,调整后巡飞弹流场域及网格划分如图2所示。

图1 巡飞弹的三维模型

图2 巡飞弹流场域及网格划分示意图

1.2 数值计算

将划分好的巡飞弹流场网格导入Fluent中进行数值计算,选择密度基隐式计算函数方法,以便获得较快的收敛速度。湍流模型选择Spalar-Allmaras模型,流场区域的边界条件为压力远场,流场域内为理想空气。为保证求解过程的稳定性,将控制器的松弛因子都设为0.3。流体的迎风格式设置为二阶迎风式,在求解边界层和激波问题上有更好的效果。库朗数越大,收敛速度越快,求解的稳定性越低,为保证收敛速度和解的稳定性,先将库朗数设置为2,之后根据结果进行调整[8]

文中对巡飞弹的攻角δ分别选为0°、2°、4°和6°,马赫数为0.2、0.4、0.6、0.8、1、1.2的情况进行数值模拟。巡飞弹的速度涵盖了亚音速、跨音速和超音速,通过仿真获得不同攻角、不同马赫数下巡飞弹的阻力、阻力系数、升力、升力系数和翻转力矩。

2 巡飞弹绕流流场分析

巡飞弹周围流场的压力云图可以直观地反映受力情况、激波位置、激波强弱、涡流等变化。巡飞弹在超音速下飞行时,弹体受到的空气阻力主要是波阻,图3为1.2Ma下不同攻角的压力云图。从图中可以看出弹头部由于超音速来流的作用产生一系列的激波,随着攻角的增大,弹体头部附体斜激波不断增强。当超音速气流到达弹体底部时,气流随着压力和流动方向的调整在弹底处产生尾激波。弹底涡流开始时沿底部壁面分布,然后逐渐向后方轴线靠近,最后在弹底分离,形成低压区,弹底涡流区随着攻角的增大而增大。

巡飞弹以跨音速飞行时不仅受到摩阻和涡阻,还会受到局部激波的作用,图4为1Ma下不同攻角的巡飞弹周围流场的压力云图。从图中可以看出,弹头和舵翼处出现高压区,激波倾角比超音速大,且更加密集。

图5为0.4Ma下不同攻角的巡飞弹周围流场的压力云图,从图中可以看出亚音速下巡飞弹周围流场压力与超音速及跨音速有着明显差异,亚音速下巡飞弹只受到摩阻和涡阻的作用。

3 数值模拟与理论计算结果的对比

3.1 巡飞弹阻力和阻力系数

图3 1.2 Ma下不同攻角的压力云图

图4 1 Ma下不同攻角的压力云图

图5 0.4 Ma下不同攻角的压力云图

阻力特性的研究在巡飞弹设计中有着重要的地位,图6为巡飞弹阻力随马赫数和攻角的变化曲线。当攻角一定的情况下,巡飞弹阻力随着马赫数的增大逐渐增大,在亚音速阶段阻力在0～500 N之间,增速缓慢。跨音速及超音速阶段,阻力随马赫数增加较明显,在超音速1.2Ma时弹体阻力达到最大2 255 N。而随着攻角的增大,阻力有微弱的减小,但减小幅度不明显,几乎对阻力没有影响。

图6 阻力随马赫数和攻角的变化曲线

阻力系数随马赫数和攻角的变化规律如图7所示,阻力系数与阻力的变化趋势接近,亚音速时阻力系数几乎保持不变,从亚音速到跨音速时阻力系数迅速增大,从跨音速到超音速阻力系数继续增大,在Ma=1.2时,阻力系数达到最大。

图7 阻力系数随马赫数和攻角的变化曲线

3.2 巡飞弹升力和升力系数

巡飞弹的升力直接影响巡飞弹的飞航品质,图8为巡飞弹的升力随马赫数和攻角的变化曲线。在0°攻角下升力几乎为0,攻角一定的情况下,升力随着马赫数的增大而增大,攻角越大,这种上升趋势越明显,巡飞弹在大攻角超音速下具有较大的升力。这是由巡飞弹的气动布局所决定的。

升力系数随马赫数和攻角的变化规律如图9所示,在0.2～1.0Ma的马赫数范围内,巡飞模型飞行时受到的升力系数随着马赫数的增大而增大。在1.0～1.2Ma的马赫数范围内,弹丸的升力系数随着马赫数的增大而减小。攻角越大,巡飞弹的升力系数越大。

图8 升力随马赫数和攻角的变化曲线

图9 升力系数随马赫数和攻角的变化曲线

3.3 巡飞弹翻转力矩

巡飞弹在有攻角的情况下会产生翻转力矩,在该力矩的作用下,弹丸会产生翻转的趋势。翻转力矩过大将影响巡飞弹的飞行稳定性。对不同工况的数值模拟结果得出图10翻转力矩随马赫数和攻角的变化规律,攻角为0°时翻转力矩为0,攻角一定的情况下,翻转力矩随马赫数的增大逐渐增大,在小于1.0Ma时的增加率远远高于1.0Ma时的变化率。

图10 翻转力矩随马赫数和攻角的变化曲线

4 结论

文中以正常式布局巡飞弹为研究对象,对气动特性进行了数值模拟研究,分析了亚音速、跨音速和超音速下巡飞弹的绕流流场,得出了巡飞弹的阻力分布情况。获得了阻力、阻力系数、升力、升力系数和翻转力矩等气动特性随马赫数和攻角的变化规律,结果表明阻力和阻力系数随马赫数的增大而增大,随攻角变化不明显;升力随着马赫数的增大而增大,攻角越大,这种上升趋势越明显,升力系数随攻角呈线性增长趋势;翻转力矩随马赫数的增大逐渐增大,在小于1.0Ma时的增加率远远高于1.0Ma时的变化率。

[1] 郭美芳,范宁军,袁志华.巡飞弹战场运用策略 [J].兵工学报,2006,27(5):944-947.

[2] 许兆庆,吴军基,薛晓中,等.巡飞弹钻石背折叠翼结构优化设计 [J].机械设计与研究,2011,27(1):87-90.

[3] GREEN N S,CANFIELD R A,SWENSON E D,at al.Structural optimization of joined-wing beam model with bend-twist coupling using ESL:AIAA 2009-2644[R].2009.

[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,吴甲生.钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响 [J].北京理工大学学报,2006,26(11):945-948.

[6] 魏明,王华.巡飞器无舵偏情况下的气动数值分析 [J].飞行力学,2010,28(2):59-62.

[7] 陶福兴,张恒,李杰.一种小型单兵巡飞弹的气动外形设计 [J].弹箭与制导学报,2015,35(6):111-114.

[8] 谷润平,宋国萍,刘薇.高雷诺数下二维翼型绕流气动特性数值分析 [J].科学技术与工程,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

秦洁(1963-),女,湖南津市人,教授,研究方向:弹箭技术与模拟仿真。

TJ013.2

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