一種小型單兵巡飛彈的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

陶福興,張 恒,李 杰

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072)

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一種小型單兵巡飛彈的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

陶福興,張 恒,李 杰

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072)

文中針對(duì)一種適合于單兵使用的小型攻擊型巡飛彈進(jìn)行氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)和分析。在考慮低雷諾數(shù)效應(yīng)和封裝特性要求的前提下確定了巡飛彈設(shè)計(jì)基本指標(biāo)和串列翼氣動(dòng)布局形式,完成了氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)工作;對(duì)所構(gòu)造的巡飛彈氣動(dòng)外形在設(shè)計(jì)和非設(shè)計(jì)條件下的氣動(dòng)力進(jìn)行了數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的巡飛彈構(gòu)型滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求,具備良好的飛行性能。設(shè)計(jì)所得的相關(guān)結(jié)論可為工程應(yīng)用提供一定參考。

巡飛彈;低雷諾數(shù);串列翼;數(shù)值模擬

0 引言

巡飛彈(loitering munition)是一種可利用多種武器平臺(tái)投放,在目標(biāo)區(qū)上方巡弋飛行,以執(zhí)行精確打擊、偵察與毀傷評(píng)估、通信中繼、目標(biāo)指示、空中預(yù)警等多種作戰(zhàn)任務(wù)的新型精確制導(dǎo)武器。

根據(jù)實(shí)際戰(zhàn)術(shù)用途,巡飛彈可分為攻擊型和偵察型兩大類。偵察型巡飛彈攜帶偵察及通信器材,可執(zhí)行搜索、偵察、監(jiān)視、中繼通信以及毀傷評(píng)估等任務(wù)。攻擊型巡飛彈除具備一定偵搜能力之外,還攜帶有戰(zhàn)斗部,可對(duì)作戰(zhàn)目標(biāo)進(jìn)行精確打擊[1]。主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能指標(biāo)為巡飛時(shí)間和作戰(zhàn)距離:巡飛時(shí)間一般為15 min～12 h,作戰(zhàn)距離為10～100 km;巡飛高度為100～1000 m,彈道段飛行速度一般為30～100 m/s。

20世紀(jì)90年代以來,美國、英國、俄羅斯和以色列等國在攻擊型巡飛彈領(lǐng)域開展了大量的研究工作。其中美國“彈簧刀”巡飛彈屬于一類比較有特色的單兵攻擊型巡飛彈,具有偵察打擊一體化能力;最大航程可達(dá)40 km,持續(xù)飛行時(shí)間50 min,能夠人在回路中控制精確攻擊目標(biāo)。同時(shí)具備成本較低、方便單兵使用和攜帶等優(yōu)點(diǎn),已正式步入作戰(zhàn)使用階段[2]。

對(duì)于單兵攜帶的小型巡飛彈而言,其飛行的低雷諾數(shù)效應(yīng)較為顯著,并且在外形尺寸大小和動(dòng)力裝置性能的嚴(yán)格限制下,要求盡量較長的航時(shí)和航程,對(duì)相關(guān)氣動(dòng)設(shè)計(jì)問題構(gòu)成了一定挑戰(zhàn)。

針對(duì)巡飛彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)問題,史文東[3]等基于氣動(dòng)估算和Euler方程數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的方法,分析了巡飛彈的基本氣動(dòng)特性;魏明[4]等利用RANS數(shù)值模擬手段,探討了充氣翼巡飛彈的低雷諾數(shù)繞流情況;紀(jì)秀玲[5]等利用風(fēng)洞試驗(yàn)研究了非圓截面巡飛彈的氣動(dòng)特性,并就巡飛彈高升力彈翼的設(shè)計(jì)原則進(jìn)行了探討和總結(jié)。

1 巡飛彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

文中所要設(shè)計(jì)的是一種適合于單兵攜帶和使用的小型攻擊型巡飛彈,飛行速度和高度較低。設(shè)計(jì)目標(biāo)是在低雷諾數(shù)和封裝特性等因素的限制下,使構(gòu)型具備較長的航程和航時(shí)。

結(jié)合國外相似類型巡飛彈的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),給定巡飛彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)主要指標(biāo)如下:

a)干凈構(gòu)型在巡航飛行時(shí)升阻比大于8;

b)在飛行過程中縱向穩(wěn)定裕度大于5%;

c)彈翼折疊后不超出彈身最大輪廓線。

對(duì)于所設(shè)計(jì)的巡飛彈而言,由于其應(yīng)在低雷諾數(shù)下提供足夠的升力,并具備良好的升阻特性，應(yīng)當(dāng)使用較大展弦比的彈翼,但由于彈翼在折疊狀態(tài)下必須完全收納進(jìn)入彈身,并且對(duì)于薄翼而言,若展弦比過大則彈翼的剛度要求無法滿足。限于彈身尺寸及封裝要求,采用串列翼氣動(dòng)布局形式[6-7]。

串列翼布局(tandem wing configuration)屬于鴨式布局的一種,其前翼可以看作面積加大、展弦比增加的鴨翼,但鴨翼主要用于產(chǎn)生配平和俯仰控制力矩,升力貢獻(xiàn)不大,而串列翼布局前翼除配平后翼升力外,自身也產(chǎn)生相當(dāng)部分的升力。由于串列翼布局升力為前后翼分別產(chǎn)生,重心居于兩者之間,故易于在產(chǎn)生升力的同時(shí)維持全機(jī)力矩平衡,避免配平阻力產(chǎn)生。

1.1 彈翼設(shè)計(jì)

彈翼是巡飛彈的主要升力面,對(duì)其飛行性能和飛行品質(zhì)有著重要的影響。考慮到所設(shè)計(jì)巡飛彈的低雷諾數(shù)特征,其彈翼設(shè)計(jì)的基本要求為:保證在巡航升力系數(shù)條件下較高的升阻比,巡航狀態(tài)下彈翼各剖面分離流強(qiáng)度盡可能低;在對(duì)應(yīng)失速狀態(tài)的大攻角條件下,保證具有可接受的縱向安定性。

由于大展弦比將造成彈翼提前失速,則對(duì)于串列翼布局飛行器而言,前翼展弦比應(yīng)大于后翼,使其在后翼之前失速;從而使巡飛彈在風(fēng)切變等情況引起失速時(shí),能夠維持縱向靜穩(wěn)定性并改出失速狀態(tài)。若后翼先失速,則因前翼殘余升力位于重心前方,則飛行器的上仰失速趨勢(shì)是無法抑制的。

選取彈翼基本翼型為NACA2405,基于目標(biāo)壓力分布反設(shè)計(jì)思路,運(yùn)用Takanashi迭代程序完成翼型改進(jìn)優(yōu)化設(shè)計(jì)[8]。

1.2 尾翼設(shè)計(jì)

由于巡飛彈垂尾在封裝狀態(tài)下也應(yīng)收納在彈身最大橫截面輪廓線以內(nèi),同時(shí)鑒于垂尾面積應(yīng)當(dāng)充分大以確保足夠的橫航向穩(wěn)定性,采用傾斜雙垂尾布局形式。

1.3 幾何外形設(shè)計(jì)結(jié)果

根據(jù)各部件氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)結(jié)果,建立如圖1所示的巡飛彈幾何外形。

圖1 巡飛彈幾何外形

2 數(shù)值求解方法及算例驗(yàn)證

基于有限體積法求解三維雷諾平均N-S方程(RANS)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。采用二階迎風(fēng)格式進(jìn)行無粘項(xiàng)離散,中心差分格式進(jìn)行粘性項(xiàng)離散。

由于所研究的低雷諾數(shù)問題層流效應(yīng)比較明顯,因此應(yīng)當(dāng)選取計(jì)及流動(dòng)轉(zhuǎn)捩的湍流模型。基于壓力脈動(dòng)是導(dǎo)致來流擾動(dòng)進(jìn)入邊界層的主要原因這一理論,Walters、Leylek及Volino[9-10]提出了基于局部變量的k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型。該轉(zhuǎn)捩模型為包含湍流動(dòng)能kT、層流動(dòng)能kL和耗散率ω的三輸運(yùn)方程:

(1)

(2)

k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型在低雷諾數(shù)流動(dòng)時(shí)針對(duì)湍流動(dòng)能和層流動(dòng)能方程分別求解,同時(shí)考慮了旁路轉(zhuǎn)捩和自然轉(zhuǎn)捩,當(dāng)流動(dòng)雷諾數(shù)較低時(shí),通用性和準(zhǔn)確性都較高。

為驗(yàn)證數(shù)值方法對(duì)低雷諾數(shù)流動(dòng)的計(jì)算精度,針對(duì)典型低雷諾數(shù)翼型Eppler387開展計(jì)算分析。

圖2和圖3分別給出了Ma=0.08,Re=2E+5時(shí)計(jì)算所得翼型氣動(dòng)特性曲線及表面壓力分布與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比情況。此處實(shí)驗(yàn)值取自參考文獻(xiàn)[11]中NASA蘭利低湍流度風(fēng)洞對(duì)該翼型進(jìn)行的低雷諾數(shù)實(shí)驗(yàn)[11]。

圖2 計(jì)算所得翼型氣動(dòng)特性曲線與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

圖3 計(jì)算所得翼型表面壓力分布與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

由圖2和圖3可知:計(jì)算所得的翼型氣動(dòng)力系數(shù)變化曲線與實(shí)驗(yàn)值相符合,翼型表面壓力分布亦與實(shí)驗(yàn)值吻合良好,能夠反映因?qū)恿鞣蛛x泡存在而產(chǎn)生的上表面壓力平臺(tái)。

該算例證明通過運(yùn)用k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型,數(shù)值模擬方法能夠較好的描述低雷諾數(shù)下的流動(dòng)形態(tài)和氣動(dòng)力,具備較高的計(jì)算可靠性。

3 巡飛彈氣動(dòng)性能分析

針對(duì)所設(shè)計(jì)的巡飛彈干凈構(gòu)型,對(duì)構(gòu)型取不同攻角時(shí)典型巡航馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下的縱向氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算和分析。表1和表2給出了設(shè)計(jì)方案的基本幾何參數(shù)和巡航狀態(tài)計(jì)算參數(shù)。飛行重量參照相關(guān)文獻(xiàn)數(shù)據(jù),按1.4 kg計(jì)算。

表1 巡飛彈幾何參數(shù)參數(shù)參數(shù)值Sref/m20.042c/m0.04彈長/m0.36重心相對(duì)位置/%41.67表2 巡飛彈計(jì)算參數(shù)參數(shù)參數(shù)值海拔/km2.5飛行高度/m100Ma0.1Re7.5E+4

3.1 巡航狀態(tài)氣動(dòng)性能計(jì)算

對(duì)攻角α=-15°、-13°、-11°、-10°、-8°、-5°、-3°、0°、3°、5°、8°、10°、11°、13°共計(jì)15個(gè)狀態(tài)下的三維構(gòu)型升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、俯仰力矩系數(shù)CM展開計(jì)算。升力特性、升阻特性、力矩特性曲線如圖4所示。

圖4 巡飛彈氣動(dòng)特性曲線

圖5和圖6分別給出了典型巡航攻角下巡飛彈前后翼展向等百分比位置壓力分布情況。可見由于前翼尾流產(chǎn)生的下洗流動(dòng)影響遍及整個(gè)后方流場(chǎng);故即使后翼位置未直接處于前翼尾流區(qū)域內(nèi),在構(gòu)型同一攻角下后翼實(shí)際來流攻角仍小于前翼,使其壓力分布形態(tài)總是較前翼有所推遲;且隨著前翼攻角的增加,下洗效應(yīng)逐漸顯著。此時(shí)前翼氣動(dòng)效率應(yīng)高于后翼。

3.2 非巡航狀態(tài)氣動(dòng)性能計(jì)算

對(duì)于構(gòu)型在非巡航速度狀態(tài)下的氣動(dòng)特性,分別選取速度V=25m/s、30m/s、40m/s、45m/s四個(gè)狀態(tài)在攻角α=5°的情況下進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算結(jié)果見圖7所示。

由圖7可知,在所給飛行條件下,隨著飛行速度不斷上升,飛行雷諾數(shù)逐漸增加,低雷諾數(shù)效應(yīng)影響減弱,構(gòu)型升阻特性逐漸改善,氣動(dòng)效率提高;構(gòu)型升力系數(shù)隨速度變化基本呈線性增長趨勢(shì),但阻力系數(shù)的下降過程顯示出了一定的非線性特征。注意在構(gòu)型縱向靜穩(wěn)定的前提下,雖然升力系數(shù)隨飛行速度而增加,但低頭力矩大小反而減小,與單獨(dú)升力面情形恰好相反。這是由于串列翼布局當(dāng)中前翼氣動(dòng)效率較高,升力系數(shù)隨飛行速度變化的增量相對(duì)后翼也較高,使得升力作用點(diǎn)前移,總體呈現(xiàn)低頭力矩減小趨勢(shì)。

圖5 構(gòu)型前翼展向不同站位壓力曲線,α=5°

圖6 構(gòu)型后翼展向不同站位壓力曲線,α=5°

3.3 氣動(dòng)性能分析總結(jié)

巡航狀態(tài)計(jì)算結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的巡飛彈在滿足結(jié)構(gòu)和封裝等限制條件的前提下,對(duì)于低雷諾數(shù)繞流情況具備相對(duì)較高的航程和航時(shí)因子,并且保證了一定的縱向靜穩(wěn)定裕度;同時(shí)由于前翼流動(dòng)分離形態(tài)較后翼提前,構(gòu)型在失速條件下具備自恢復(fù)能力,滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

非設(shè)計(jì)速度下的計(jì)算結(jié)果表明,設(shè)計(jì)巡飛彈干凈構(gòu)型在所研究的飛行速度范圍內(nèi)升阻比均較高,具備在較寬的飛行速域內(nèi)工作的能力。

圖7 不同速度下構(gòu)型氣動(dòng)力變化曲線

4 結(jié)論

文中針對(duì)一種適于單兵攜帶的小型攻擊型巡飛彈完成了氣動(dòng)外形設(shè)計(jì),并利用CFD手段對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行了評(píng)估與校核。計(jì)算分析結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的巡飛彈構(gòu)型具備良好的飛行性能。通過文中的分析和計(jì)算,可以得到以下結(jié)論:

1)對(duì)于大展弦比串列翼布局飛行器,前翼展弦比一般應(yīng)大于后翼,使其在后翼之前失速，從而使在失速條件下能夠維持縱向靜穩(wěn)定性并改出。

2)由于前翼尾流產(chǎn)生的下洗流動(dòng)影響遍及整個(gè)后方流場(chǎng),使得后翼實(shí)際攻角小于前翼,使其流動(dòng)形態(tài)較前翼有所推遲;且隨著前翼攻角的增加,此下洗效應(yīng)逐漸顯著,故前翼氣動(dòng)效率總高于后翼。

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The Aerodynamic Design of Small Man-portable Loitering Munition

TAO Fuxing,ZHANG Heng,LI Jie

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

In this paper, aerodynamic design and analysis of a man-portable small loitering munition were performed. The basic design indicators and tandem wing aerodynamic layout of the loitering munition were given and the aerodynamic design was completed considering effect of low Reynolds number and packaging properties. The aerodynamic force of the designed configuration was simulated under design and off-design conditions. The result of calculation shows that the designed configuration can be considered to meet the design requirements and have good flight performance. The conclusions from the design can provide references for applications in engineering.

loitering munitions; low Reynolds number; tandem wing; numerical simulation

2015-05-27

陶福興(1981-),男,安徽泗縣人,工程師,碩士研究生,研究方向:彈箭兵器氣動(dòng)力。

V211.3

A