無人機導彈發射對機翼的氣動干擾*

杜小強,馬貴春,李　峰,李桂君

(中北大學機電工程學院,太原　030051)

無人機導彈發射對機翼的氣動干擾*

杜小強,馬貴春,李峰,李桂君

(中北大學機電工程學院,太原030051)

摘要:無人機導彈發射過程中,導彈尾氣流對無人機機翼產生一定的氣動干擾,影響載機的安全飛行。本研究以Fluent軟件中非結構動網格理論為基礎,采用k-ω二階湍流模型對不同掛載位置的導彈發射過程進行模擬,得出無人機導彈發射過程中,導彈尾氣流使得機翼周圍空氣流場發生變化,飛機的氣動性也隨之發生改變,不同掛載位置下導彈的發射對機翼的氣動性影響也有所區別。其研究結果為無人機機載導彈發射提供參考。

關鍵詞:無人機;導彈發射;動態非結構網格;氣動干擾

0引言

現代化軍事領域中,無人機不但可以完成偵察任務,還可以實現攻擊目標,摧毀目標的任務。現代化戰爭中無人機以其造價低,體積小,由于無人駕駛和具有隱形特點對環境適應能力強,飛行高度和速度不受人的承受能力的影響等諸多優于載人戰機的特點,在戰爭武器系統中,必將引起世界的高度重視。而無人機在執行任務中按照預定的命令飛行,考慮到無人機在導彈發射過程中,由于導彈噴流效應的存在,導彈發射過程中會對載機產生一定的氣動干擾,影響載機飛行狀態,導致飛行不穩定狀況出現,給無人機安全帶來嚴重隱患。因此考慮導彈噴流效應對于載機氣動性干擾有重要意義。

近年來,隨著計算機和計算流體力學(CFD)的發展,無人機研究不僅僅限于飛行試驗和風洞試驗,通過CFD技術同樣可以達到同樣相吻合的實驗數據,研究過程成本低,可行性高。本研究以Fluent軟件為基礎,采用k-ω二階湍流模型,結合三維非結構動網格理論[1],對無人機機載導彈發射過程中不同掛載位置的導彈發射進行數值模擬,獲得導彈發射過程中載機的飛行狀態,以及相關的飛行參數,模擬結果可以為導彈發射提供一定的參考。

1理論基礎

1.1　理論力學基礎

本研究的流動控制方程為三維非定常N-S方程,控制方程如下:

質量守恒方程:

(1)

動量守恒方程:

(2)

能量守恒方程:

(3)

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　非結構動網格技術

結構化網格在處理非定常氣動干擾問題中得到廣泛應用,導彈和掛載在載機上隨載機一起運動,在導彈發射過程中,導彈和載機有相對運動,所以選擇非結構動態網格,網格包含兩部分:機翼上是靜止的網格,導彈周圍固連的網格隨導彈一起運動,是運動的網格,網格更新方法為彈簧光順法和局部網格重劃法,尺寸未超出規定范圍內網格采用光順變性處理,對于超出尺寸變形的網格采用局部網格再生方法,以其適應流場的變化。

1)彈簧光順法是將網格看成是由節點之間的彈簧相互連接的網絡,最初整個彈簧網絡系統保持平衡,在計算中,任何一個網格節點的位移變化會導致與之相連的彈簧中產生彈力,從而導致臨近網格節點上的力的平衡狀態被打破。由此波及其余彈簧網絡上的節點,經過反復迭代后,整個彈簧網絡系統達到新的平衡,網格系統已經產生了一個變形后的網格系統。

由胡克定律[2]得到彈力的大小:

(4)

式中:kij為第i個節點與其相鄰的j之間的彈性因子,Δxi、Δxj分別表示i、j節點的位移矢量,彈性因子kij表述為:

(5)

2)局部網格再生方法是指在邊界網格隨運動發生變化時,對于超出網格定義大小的范圍時會發生,對于網格過小的系統會自動合并到相鄰較小的網格,對于較大的網格會自動分裂以保證網格大小在定義范圍內。

2算例介紹與邊界設定

研究中采用的翼型數據參考NACA0012翼型數據,計算高度H=3 000 m,來流馬赫數為0.8,攻角為0°的定值平飛流場,導彈為簡化并縮小的空空導彈模型,彈長0.768 m長徑比約為22,導彈與機翼間間距為0.2 m,導彈距機翼根部1.0 m、2.0 m、3 m。導彈以0 m/s的初速度發射,0.25 s后,導彈載機流場干擾變小,所以重點研究在0.2 s內的導彈發射狀態。

圖1　導彈發射模型

飛機模型為對稱結構,模擬計算中從飛機中心面分割,選取一半模型作為模擬研究的對象,并且對飛機中心面設置邊界為對稱邊界,可以節約運算時間,外圍邊界設定為壓力遠場邊界,機身和固聯于機身的網格為靜止區域,導彈與固聯于導彈的網格屬于運動區域,研究中對導彈模型進行了相對簡化處理,并且通過UDF(user defined function)函數對導彈運動進行定義。

圖2　導彈的不同掛載位置

3模擬結果與分析

此次研究模擬了沒有導彈發射與不同導彈掛載位置下導彈發射,得到機翼在導彈發射狀態下的阻力系數Cd、升力系數Cl、與力矩系數Cm變化關系,如圖3～圖5所示。

圖3　機翼阻力系數變化曲線

從機翼阻力系數變化關系中可以得出三維導彈發射模擬中,與二維導彈發射不同,不同位置下導彈的發射對機翼的阻力影響并不顯著,這是由于相對于機翼,整個空空導彈模型相對較小,機翼前緣受到導彈噴流的阻滯較小,前后緣壓差變化不大,因此導彈發射對機翼阻力影響不大,但對機翼的升力和力矩變化影響很明顯,以下從機翼周圍流場的壓強變化情況分析機翼的氣動性變化:機翼的阻力系數變化不顯著,0.02 s后機翼的升力顯著下降,力矩系數變化有所上升,大約0.1 s時升力與力矩達到最低值后逐漸上升,0.175 s后趨于穩定,以距翼根2.0 m處導彈發射為例,圖6～圖7為沒有導彈發射干擾下機翼的壓力云圖及翼面壓強分布,圖8～圖13為導彈距翼根2.0 m處導彈發射下機翼的壓力云圖與翼面壓強分布。

圖4　機翼升力系數變化曲線

圖5　機翼力矩系數變化曲線

圖6　無導彈發射下機翼流場壓力云圖

圖7　無導彈發射下機翼表面壓力分布

圖8　t=0.2 s時機翼流場壓力云圖

圖9　t=0.02 s時機翼表面壓力分布

圖10　t=0.125 s時機翼流場壓強分布

圖11　t=0.125 s時機翼流場壓強分布

圖12　t=0.175 s時機翼流場壓強云圖

圖13　t=0.175 s時機翼流場壓強分布

從機翼流場壓力云圖及機翼流場壓力分布圖可以得出:0.02 s時由于導彈發射,導彈噴流作用于機翼后緣附近,而導彈彈體上部靠近機翼部分壓力降低,機翼下表面總壓變小,從而壓力差減小,進而導致機翼升力系數下降;隨著導彈的移動0.125 s時導彈噴流作用于機翼中間,機翼下表面壓強有所上升,上下翼面壓力差變大,機翼升力系數上升,0.175 s后導彈脫離載機并飛行一段距離后,彈尾噴流對翼面壓力變化影響減弱,機翼逐漸恢復穩定狀態。而導彈脫離載機,使得兩翼的重心發生變化,導致機翼的橫側平衡發生變化,載機偏轉力矩發生改變,從而改變力矩曲線形狀。不同掛載位置下,導彈尾氣流作用于機翼位置也不同,機身的重心也會改變,從而也會影響機翼的氣動性。

4結論

1)Fluent中非結構動網格很適合處理具有相對運動的多體分離模型,可以得到較高的模擬精度。

2)在導彈發射過程中,導彈噴氣流使得載機機翼周圍的流場發生變化,對載機的機翼氣動性產生一定的干擾,該研究結果有一定的參考價值。

3)模擬結果表明,導彈發射過程中,應該重點關注載機的升力與力矩變化情況,以及載機的橫側平衡問題。避免載機出現大幅度的迎角變化和偏轉力矩的變化,以保證載機安全。

4)導彈的掛載位置不同,發射過程中對機翼的氣動干擾情況也有所區別,根據實際情況采取適合的掛載位置也是十分必要的。

參考文獻:

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收稿日期:2014-05-24

作者簡介:杜小強(1987-),男,河北承德人,碩士研究生,研究方向:流體力學與空氣動力學。

中圖分類號:V211.3

文獻標志碼:A

Airfoil Aerodynamic Interference of Missile Launching from UAV

DU Xiaoqiang,MA Guichun,LI Feng,LI Guijun

(School of Mechatronics Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China)

Abstract:In the process of missile launching from UAV, the missile’s exhaust jet has an impact on aerodynamics and safety of UAV. The study based on dynamic unstructured grids and turbulence model of k-omega two-equation model of Fluent analyzes that plume effect and different position of the missile have impact on airfoil aerodynamic interference, it is learned that in the process of missile launching, the exhaust jet stream changes flow field structure around airfoil, then affect aerodynamics of the airfoil with position change of the missile, and the influence of missile launching in different position on the airfoil varies a lot. The result also can provide some reference for missile launching from UAV.

Keywords:UAV; missile launching; dynamic unstructured grids; aerodynamic interference