山西中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院 杜小強(qiáng) 馬貴春 李桂君 李峰

引言

導(dǎo)彈的飛行姿態(tài)關(guān)系到導(dǎo)彈的高效殺傷，彈體的飛行姿態(tài)一部分由制導(dǎo)系統(tǒng)控制，一部分也受到彈體周圍流場(chǎng)與彈體結(jié)構(gòu)外形的影響，柵格翼作為一種新出現(xiàn)的非常規(guī)翼型，相對(duì)于平板翼而言，在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)失速攻角大、鉸鏈力矩小、升力特性好、便于折疊、不會(huì)增加飛行器的尺寸等特性被廣泛應(yīng)用于火箭逃逸器和飛航導(dǎo)彈中，但由于其阻力相對(duì)較大，翼型的展開需要一定時(shí)間，所以對(duì)彈體柵格翼的擾流問(wèn)題還需進(jìn)一步研究。

本研究以計(jì)算流體力學(xué)為基礎(chǔ)，結(jié)合非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)對(duì)三維柵格翼與平板翼彈體飛行姿態(tài)進(jìn)行數(shù)值模擬，通過(guò)分析彈體擾流與彈體氣動(dòng)力變化，近而比較柵格翼彈體與平板翼彈體的優(yōu)缺點(diǎn)，其研究結(jié)果對(duì)柵格翼的應(yīng)用有一定的參考價(jià)值。

1 理論基礎(chǔ)

1.1 計(jì)算流體力學(xué)

流動(dòng)控制方程為三維非定常N-S方程，控制方程如下。

質(zhì)量守恒方程：

動(dòng)量守恒方程：

能量守恒方程：方程中ρ、u、p、E分別為流體的密度、速度矢量、壓力和總能。

1.2 非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格

結(jié)構(gòu)網(wǎng)格有良好的性質(zhì)，易于建立較高精度的計(jì)算模型，以提高計(jì)算精度和效率，但優(yōu)于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格適用于相對(duì)模型規(guī)則的幾何體，導(dǎo)彈外形復(fù)雜，彈翼與彈頭處對(duì)網(wǎng)格的要求比較嚴(yán)格，結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格不能滿足要求，而非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格內(nèi)部網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)不具有相同的毗鄰單元，可適應(yīng)復(fù)雜的幾何形狀，所以本研究用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)彈體模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

1.3 Fluent仿真軟件

近年來(lái)由于計(jì)算機(jī)軟件的開發(fā)，對(duì)于飛行運(yùn)動(dòng)的模擬，不單單僅限于耗時(shí)、費(fèi)用高的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)M，通過(guò)Fluent軟件數(shù)值模擬一樣可以達(dá)到相近的結(jié)果，而且具有消耗低、快速得到實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的特點(diǎn)。Fluent軟件可以用來(lái)模擬從不可壓縮到高度可壓縮范圍的復(fù)雜流動(dòng)。由于采用多種求解方法和多重網(wǎng)格加速收斂技術(shù)，因而Fluent軟件能達(dá)到最佳的收斂速度和求解精度。

2 模型設(shè)定

導(dǎo)彈為相對(duì)較小的空導(dǎo)彈模型，彈長(zhǎng)L=90cm，長(zhǎng)徑比約20，飛行高度為H=3000m，來(lái)流馬赫Ma=1.0，攻角為4。導(dǎo)彈整體網(wǎng)格劃分為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，方程模型為S-A模型，差分格式為二階迎風(fēng)格式，彈體結(jié)構(gòu)如圖1所示：

圖1 柵格翼彈體與平板翼彈體模型

3 模擬結(jié)果與分析

彈體飛行過(guò)程監(jiān)測(cè)了彈體翼面壓強(qiáng)變化以及彈體阻力、升力與力矩變化，其結(jié)果如圖2-4所示。圖2-4為柵格翼彈體與平板翼彈體飛行過(guò)程中氣動(dòng)數(shù)據(jù)對(duì)比。

圖2 阻力系數(shù)變化曲線

圖3 彈體升力系數(shù)變化曲線

圖4 彈體力矩系數(shù)變化曲線

由彈體阻力系數(shù)變化關(guān)系可以得出，導(dǎo)彈飛行中，同體積下，柵格翼彈體受到的空氣阻力明顯大于平板翼彈體，升力系數(shù)小于平板翼，這是由柵格翼型的外形結(jié)構(gòu)決定的。當(dāng)氣體穿過(guò)柵格時(shí)，氣流在翼面背后形成局部負(fù)壓，導(dǎo)致翼面背風(fēng)面壓強(qiáng)遠(yuǎn)小于迎風(fēng)面，使得整體彈翼阻力增加，由于平板翼迎風(fēng)面積遠(yuǎn)小于柵格翼翼型面，總體壓差不明顯，因此總體彈翼阻力小于柵格翼彈翼。在升力方面，柵格翼翼弦方向面積尺寸遠(yuǎn)小于平板翼，提供的升力也有限，在彈體飛行中，彈體的轉(zhuǎn)動(dòng)使得彈體本身產(chǎn)生一定的滾動(dòng)力矩，沿翼弦方向面積較小的柵格翼產(chǎn)生的滾動(dòng)力矩也同樣小于平板翼。速度與壓力云圖如圖5-8所示:

圖5 平板翼彈體X方向速度分布云圖

圖6 柵格翼彈體X方向速度分布云圖

圖7 平板翼彈體壓力分布云圖

圖8 柵格翼彈體壓力分布云圖

圖6 為方便觀察柵格翼彈翼擾流，選用帶網(wǎng)格的截面速度分布云圖，由圖6和圖8可以看出柵格翼彈體周圍流場(chǎng)空氣阻力使得彈體飛行速度小于平板翼彈體，柵格翼彈體翼面后側(cè)的壓強(qiáng)明顯小于迎風(fēng)面，這也是柵格翼彈體之所以阻力大于平板翼彈體、升力小于平板翼彈體的原因之一。

4 結(jié)束語(yǔ)

4.1 Fluent軟件通過(guò)運(yùn)用多種求解和網(wǎng)格加速收斂技術(shù)，對(duì)飛行器周圍流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬可以得到很快的收斂速度和很高的求解精度。

4.2 彈體飛行中，在彈翼尾部形成的擾流使得導(dǎo)彈飛行時(shí)應(yīng)該給予足夠重視，以達(dá)到精確打擊目標(biāo)的目的。

4.3 柵格翼翼型作為一種新型翼型，其綜合性能優(yōu)于平板翼，但阻力和升力不如平板翼，所以克服柵格翼阻力是未來(lái)對(duì)柵格翼大規(guī)模使用需要進(jìn)行研究的一個(gè)目標(biāo)。

4.4 短距離導(dǎo)彈攻擊時(shí)，應(yīng)該注意柵格翼的打開與控制，盡量減少?gòu)椧韽堥_與控制耗費(fèi)的時(shí)間。

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