极小展弦比弹翼气动特性数值研究*

李 剑,敬代勇

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009)

极小展弦比弹翼气动特性数值研究*

李 剑,敬代勇

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009)

为研究极小展弦比弹翼的气动特性,文中设计了展弦比分别为0.3和3.0的极小展弦比翼面和常规三角翼面,采用CFD数值模拟方法分析比较了极小展弦比翼身和三角翼身的气动特性。研究结果表明,极小展弦比翼身相比三角翼身具有较小的轴向力和诱导滚转力矩,但是在大攻角时产生较大的侧向气动力;极小展弦比翼的翼展很小,弹身体涡与翼涡之间产生复杂的相互干扰,影响全弹气动特性。

极小展弦比;数值模拟;导弹外形;气动特性

0 引言

翼面作为飞行器的主要升力面,对飞行器的性能和飞行品质有着重要影响。翼面的展弦比是影响其气动特性的重要参数,战术导弹一般采用0.5～4左右的中小展弦比翼面。对于展弦比小于0.5的翼面通常称为极小展弦比翼面或边条(翼)[1-2]。

为了便于包装、运输和机载限制,战术导弹的展向尺寸越来越小,而且有减小到一个最小值的趋势;另一方面,为了满足战术导弹攻击目标的高机动性能需求,要求导弹飞行攻角也越来越大[3]。显然,采用极小展弦比翼面是能够满足以上需求的很好选择。极小展弦比翼面相对中等展弦比翼面具有零升阻力小,诱导滚转力矩小等优点;但在大攻角时会产生较大的侧向气动力[4-5]。

为了便于研究极小展弦比翼面的气动特性,文中设计了具有相同面积的极小展弦比翼面和常规三角翼面外形,展弦比分别为0.3和3.0。通过CFD数值模拟方法分析了极小展弦比翼身的气动特性,并总结了其设计、使用特点。

1 数值计算方法

采用定常三维雷诺平均Navier-Stokes方程作为控制方程组,在笛卡尔坐标系中,其形式[6]为:

式中:Q表示守恒量;F、G和H表示对流项;Fv、Gv和Hv表示粘性项。

控制方程组中对流项采用TVD格式离散,粘性项采用中心差分格式,采用当地时间步长和多重网格技术加速收敛。湍流模型为Menter-SST模型,壁面为绝热无滑移边界条件。

2 计算模型

为了研究极小展弦比弹翼的气动特性,设计了具有相同面积的极小展弦比翼面(简称边条翼)和常规三角翼面外形,展弦比分别为0.3和3.0,详细参数见图1。弹身由尖拱形头部和圆柱段组成,长度分别为3D和17D。翼面前缘起点在全弹长50%位置,4片翼面呈“+”字形布置。力矩参考点取全弹长50%位置。翼面位于“+”字状态定义为Φ=0°。

网格划分采用多块结构化网格的方法将计算区域进行分区,网格节点数约为200万,表面网格见图2。计算状态为:Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0,α=0°～30°。

图2 极小展弦比翼身表面网格

3 计算结果与分析

3.1 纵向气动特性

边条翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0条件下的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数特性分别见图3～图5。图3中边条翼身的轴向力系数小于三角翼身,其中超声速相对亚声速降低幅度更大。

图3 轴向力系数随攻角变化(Φ=22.5°)

图4中亚声速时边条翼身在中小攻角下的法向力系数明显小于三角翼身,但是随着攻角的增加,差距逐渐变小。两种翼面的面积相等,三角翼的展弦比远大于边条翼,因此三角翼的升力效率高于边条翼,但是随着攻角的增加,边条翼的非线性升力贡献逐渐增加,二者的差距逐渐变小。超声速时边条翼身和三角翼身的法向力系数曲线斜率比较一致。

图4 法向力系数随攻角变化(Φ=22.5°)

从图5可以看到,由于三角翼的翼面积靠前,且法向力较大,因此三角翼身的俯仰力矩系数大于边条翼身。

图5 俯仰力矩系数随攻角变化(Φ=22.5°)

3.2 横向气动特性

边条翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0的侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数特性分别见图6～图8。图6中两种外形的侧向力系数在攻角为10°以前都较小,随着攻角增加侧向力系数急剧增加。边条翼身的侧向力系数远大于三角翼身,且亚声速的侧向力系数明显大于超声速。

图6 侧向力系数随攻角变化(Φ=22.5°)

图7中两种外形的滚转力矩系数在攻角小于10°时都很小,随着攻角增加滚转力矩系数急剧增加,三角翼身的滚转力矩系数远大于边条翼身。亚声速时两种外形的滚转力矩系数方向相反,超声速时方向相同。

图7 滚转力矩系数随攻角变化(Φ=22.5°)

图8中两种外形的偏航力矩特性与侧向力类似,随着攻角增加急剧增加,且边条翼身的偏航力矩远大于三角翼,二者的偏航力矩在大攻角时方向相反。

图8 偏航力矩系数随滚转角变化(Φ=22.5°)

3.3 流场分析

边条翼身和三角翼身在Φ=22.5°,Ma=0.8、2.0,α=20°的空间流线和截面总压云图分别见图9、图10。从图中可以看到,来流在绕过弹身时从尖拱形头部发生分离,在弹体背风面产生两个体涡。沿着弹身轴向,体涡的强度不断增加,位置不断升高。来流流过翼面时,在4片翼面的背风处产生4个翼涡,由于在滚转角22.5°时4个翼面相对来流的方位不同,4个翼涡的强度各不相同,其中靠近水平方位的翼涡强度较大。由于左右涡流的大小和位置不同,从而造成翼身两侧的压力分布不同,产生横侧向力和力矩。

图9 空间流线和截面总压云图(Ma=0.8,α=20°)

由于边条翼的翼展很小,弹身体涡与翼涡之间距离较小,使得它与常规展弦比翼身出现单独的翼涡和体涡不同,这些涡之间会产生复杂的相互干扰,从而改变了涡自身结构,影响全弹气动特性,使得边条翼的气动特征有所不同。

图10 空间流线和截面总压云图(Ma=2.0,α=20°)

4 结论

通过以上对边条翼身与三角翼身纵、横向气动特性对比和流场分析表明:

1)边条翼身相比三角翼身具有较小的轴向力和诱导滚转力矩,有利于提高射程和大攻角飞行控制。

2)边条翼身在非对称来流下产生较大的侧向力和偏航力矩,且随着攻角增加急剧增加。

3)边条翼的翼展很小,弹身体涡与翼涡之间产生复杂的相互干扰,影响全弹气动特性。

[1] 方宝瑞.飞机气动布局设计 [M].北京:航空工业出版社,1997:146-151.

[2] 周岭,赵协和.极小展弦比背鳍气动特性研究 [J].实验流体力学,2012,26(1):21-24.

[3] HEMSCH M J.战术导弹空气动力学 [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,刘仙名,等.极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究 [J].弹箭与制导学报,2010,30(3):135-137.

[6] ANDERSON J D.计算流体力学基础及其应用 [M].吴颂平,刘赵淼,译.北京:机械工业出版社,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

李剑(1980-),男,陕西西安人,高级工程师,研究方向:导弹气动力设计。

TJ760.12

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