無人機導彈滑彈一體式發(fā)射對機翼的氣動干擾*

王　博,馬貴春,陳　陽,董　浩

(中北大學機電工程學院,太原　030051)

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無人機導彈滑彈一體式發(fā)射對機翼的氣動干擾*

王博,馬貴春,陳陽,董浩

(中北大學機電工程學院,太原030051)

摘要:無人機機載導彈發(fā)射產(chǎn)生的尾噴流對機翼的氣動干擾影響載機飛行安全。本研究以Fluent軟件為基礎(chǔ),采用二維非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)并選擇標準k-ω二方程湍流模型,對導彈沿導軌彈射滑行后點火和直接點火的發(fā)射過程分別進行數(shù)值模擬,并對兩組結(jié)果進行對比。結(jié)果表明:滑彈一體式發(fā)射裝置在一定程度上降低導彈尾噴流對機翼的氣動影響。該研究為無人機導彈滑彈一體式發(fā)射裝置的研究提供一定參考。

關(guān)鍵詞:無人機;導彈發(fā)射;尾噴流;非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格

0引言

無人機以其成本低、不受人的生理限制等諸多優(yōu)點備受各國重視。在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中,無人機執(zhí)行任務愈加多樣化,其偵察打擊一體化已成趨勢。無人機執(zhí)行攻擊任務時會面臨多體分離問題,尤其是導彈發(fā)射時產(chǎn)生的尾噴流對機翼的氣動性能具有較強干擾,影響無人機的飛行安全。因此,考慮導彈先彈射、后點火的發(fā)射方式[1],降低導彈尾噴流對機翼的氣動影響具有重要意義。導彈發(fā)射裝置是導彈發(fā)射的關(guān)鍵環(huán)節(jié),目前許多國家正在研制同時具有導軌式和彈射式發(fā)射裝置功能的滑彈一體式發(fā)射裝置[2]。對此,文中對導彈基于滑彈一體式發(fā)射裝置發(fā)射時尾噴流對無人機機翼的氣動干擾進行研究。

隨著計算機技術(shù)和計算流體力學及其相關(guān)軟件的高速發(fā)展,對無人機的研究可以通過CFD軟件進行模擬仿真,在一定程度上代替飛行實驗和風洞試驗。模擬研究成本低,數(shù)據(jù)較為準確,可行性較高。文中采用Fluent軟件對導彈滑彈一體式發(fā)射過程進行數(shù)值模擬,模擬過程采用k-ω二方程湍流模型及二維非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)[3],獲取導彈發(fā)射過程中機翼的相關(guān)氣動參數(shù),模擬結(jié)果對導彈發(fā)射及滑彈一體式發(fā)射裝置的研究具有一定的參考價值。

1理論基礎(chǔ)

1.1流體力學基礎(chǔ)

連續(xù)性方程:

(1)

動量守恒方程:

(2)

能量守恒方程:

(3)

式中：ρ、u、p、E分別為流體密度、速度矢量、壓力及總能量[4]。

1.2非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)

非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格在處理多體分離的非定常氣動干擾問題時被廣泛應用,因此,模擬過程使用二維非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格模型,網(wǎng)格包括隨導彈運動的網(wǎng)格和機翼上靜止的網(wǎng)格。由于導彈發(fā)射過程中與機翼具有較大的相對運動,因此采用彈簧光順及局部網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)來保證動網(wǎng)格的質(zhì)量。網(wǎng)格變形尺寸在規(guī)定范圍內(nèi)的采用彈簧光順進行處理,超出規(guī)定尺寸范圍的變形使用局部網(wǎng)格重構(gòu)技術(shù)處理。

1)彈簧光順是將任意兩網(wǎng)格節(jié)點之間的連線理想的看作一條彈簧,通過類似彈簧的壓縮或拉伸實現(xiàn)網(wǎng)格和計算域的改變[5],彈力的大小可以根據(jù)胡克定律得出:

(4)

式中:ni表示與節(jié)點相鄰的節(jié)點數(shù);Δxi、Δxj分別表示節(jié)點i、j處的位移矢量;kij為第i節(jié)點與其相鄰節(jié)點j之間的彈性因子,可用式(5)表達。

(5)

2)局部網(wǎng)格重構(gòu)是指網(wǎng)格隨物體運動重新劃分時,邊界網(wǎng)格變形超出原始網(wǎng)格設置的尺寸范圍時,系統(tǒng)自行將較小的網(wǎng)格合并、較大的網(wǎng)格分裂,使得網(wǎng)格大小在定義的尺寸范圍內(nèi)。

2模擬條件設定

模擬過程采用二維NACA0012翼型下掛載簡化縮小的導彈模型,彈長0.8m,長徑比約為20。計算流場設定為高度,H=3 000m、來流馬赫數(shù)為0.8 Ma,攻角為0°的定值平飛流場[6]。導彈初速度為0m/s,先對導彈施加2kN的軸向彈射力,運動0.1s后導彈發(fā)動機點火。模擬過程采用標準k-ω二方程湍流模型[7],基于密度的求解器,求解方法選擇基于節(jié)點的Green-Gauss函數(shù)以及二階迎風格式。將計算域設為壓力遠場,導彈尾部設為壓力入口[8]。

3模擬結(jié)果及分析

文中研究模擬了機載導彈直接點火發(fā)射和沿導軌彈射后點火發(fā)射的過程,得到了機翼在發(fā)射過程中阻力系數(shù)(Cd)、升力系數(shù)(Cl)及力矩系數(shù)(Cm)隨時間的變化曲線,如圖1～圖3所示。

由圖1～圖3可知,對比導彈直接點火發(fā)射過程,采用滑彈一體式發(fā)射裝置對機翼的阻力影響較小,而對升力、力矩的影響較為顯著?？傮w來說,導彈發(fā)射后首先是阻力上升,升力和力矩下降;之后,導彈沿導軌滑行,機翼阻力下降,升力和力矩上升;0.1s時導彈發(fā)動機點火,對阻力、升力及力矩產(chǎn)生較大影響;0.15s左右時,由于導彈尾部到達機翼前緣,導致機翼阻力、升力、力矩產(chǎn)生波動;0.2s后,導彈遠離機翼,機翼升力、阻力及力矩基本趨于穩(wěn)定。

圖1　機翼阻力系數(shù)隨時間變化曲線

圖2　機翼升力系數(shù)隨時間變化曲線

圖3　機翼力矩系數(shù)隨時間變化曲線

圖4～圖11為滑彈一體式發(fā)射過程不同時間點機翼周圍流場壓力云圖與相應時間機翼表面壓力分布。從圖中可以看出,導彈沿導軌滑行階段,機翼上下表面壓力改變較小;0.1s后,導彈發(fā)動機點火,產(chǎn)生的燃氣射流極大的改變了機翼周圍流場的壓力,主要影響機翼下表面壓力分布;0.15s左右,導彈尾部到達機翼前緣,尾部燃氣射流對機翼上下表面均有影響;0.22s時,導彈遠離機翼,機翼周圍流場逐漸恢復至穩(wěn)定狀態(tài)。

圖4　0.02 s時機翼流場壓力云圖

圖5　0.02 s機翼表面壓力分布

圖6　0.12 s時機翼流場壓力云圖

圖7　0.12 s時機翼表面壓力分布

圖12～圖17為導彈點火發(fā)射過程不同時間點機翼周圍流場壓力云圖及機翼表面壓力分布。0.14s之前主要影響機翼下表面;0.14s時導彈尾部到達機翼前緣,機翼上表面開始受到影響;0.22s時導彈遠離機翼,對機翼周圍流場影響逐漸減弱。

圖8　0.15 s時機翼流場壓力云圖

圖9　0.15 s機翼表面壓力分布

圖10　0.22 s時機翼流場壓力云圖

圖11　0.22 s時機翼表面壓力分布

圖12　點火0.02 s時機翼流場壓力云圖

圖13　點火0.02 s時機翼表面壓力分布

圖14　點火0.14 s時機翼流場壓力云圖

圖15　點火0.14 s時機翼表面壓力分布

4結(jié)論

1)對于多體分離問題,使用Fluent非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格

技術(shù)進行模擬,結(jié)果具有較高的精度。

2)通過對比模擬結(jié)果,使用滑彈一體式發(fā)射裝置能降低機翼的阻力并提高其升力,提高無人機的氣動性能,對導彈滑彈一體式發(fā)射裝置的研究具有一定參考價值。

圖16　點火0.22 s時機翼流場壓力云圖

圖17　點火0.22 s時機翼表面壓力分布

參考文獻:

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[8]ROGERRP,CHANSC,HEISLERRR.Aerodynamiccoefficientdifferencesbetweenpower-onandpower-offforamaneuverableboostingmissile:AIAA2006-3865 [R].

2006.

*收稿日期:2015-05-07

作者簡介:王博(1991-),男,山東菏澤人,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

TheUAVAirfoilAerodynamicInterferenceofMissileLaunchedfromRail-catapultIntegratedLauncher

WANGBo,MAGuichun,CHENYang,DONGHao

(SchoolofMechatronicsEngineering,NorthUniversityofChina,Taiyuan030051,China)

Abstract:When airborne missile launched from UAV, its exhaust jet has an impact on UAV airfoil and safety. This study is based on two-dimensional unstructured dynamic grids and standard k-omega tow-equation turbulence model of the software Fluent. In this research difference between missile ignition firing and ignition firing after ejection was analyzed, and these two results were compared. The results show that the rail-catapult integrated launcher can reduce aerodynamic influence on airfoil caused by missile exhaust jet stream. The results will provide certain reference for research of rail-catapult integrated missile launcher of UAV.

Keywords:UAV; missile launching; exhaust jet stream; unstructured dynamic grids