陶福興,張 恒,李 杰

(西北工業(yè)大學航空學院,西安 710072)

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一種小型單兵巡飛彈的氣動外形設(shè)計

陶福興,張 恒,李 杰

(西北工業(yè)大學航空學院,西安 710072)

文中針對一種適合于單兵使用的小型攻擊型巡飛彈進行氣動外形設(shè)計和分析。在考慮低雷諾數(shù)效應和封裝特性要求的前提下確定了巡飛彈設(shè)計基本指標和串列翼氣動布局形式,完成了氣動外形設(shè)計工作;對所構(gòu)造的巡飛彈氣動外形在設(shè)計和非設(shè)計條件下的氣動力進行了數(shù)值模擬。計算結(jié)果表明所設(shè)計的巡飛彈構(gòu)型滿足設(shè)計指標要求,具備良好的飛行性能。設(shè)計所得的相關(guān)結(jié)論可為工程應用提供一定參考。

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投放,在目標區(qū)上方巡弋飛行,以執(zhí)行精確打擊、偵察與毀傷評估、通信中繼、目標指示、空中預警等多種作戰(zhàn)任務(wù)的新型精確制導武器。

根據(jù)實際戰(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,可對作戰(zhàn)目標進行精確打擊[1]。主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能指標為巡飛時間和作戰(zhàn)距離:巡飛時間一般為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40 km,持續(xù)飛行時間50 min,能夠人在回路中控制精確攻擊目標。同時具備成本較低、方便單兵使用和攜帶等優(yōu)點,已正式步入作戰(zhàn)使用階段[2]。

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

針對巡飛彈氣動設(shè)計問題,史文東[3]等基于氣動估算和Euler方程數(shù)值計算相結(jié)合的方法,分析了巡飛彈的基本氣動特性;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;紀秀玲[5]等利用風洞試驗研究了非圓截面巡飛彈的氣動特性,并就巡飛彈高升力彈翼的設(shè)計原則進行了探討和總結(jié)。

1 巡飛彈氣動外形設(shè)計

文中所要設(shè)計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)計目標是在低雷諾數(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。

結(jié)合國外相似類型巡飛彈的設(shè)計經(jīng)驗,給定巡飛彈氣動設(shè)計主要指標如下:

a)干凈構(gòu)型在巡航飛行時升阻比大于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。

對于所設(shè)計的巡飛彈而言,由于其應在低雷諾數(shù)下提供足夠的升力,并具備良好的升阻特性，應當使用較大展弦比的彈翼,但由于彈翼在折疊狀態(tài)下必須完全收納進入彈身,并且對于薄翼而言,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)生升力的同時維持全機力矩平衡,避免配平阻力產(chǎn)生。

1.1 彈翼設(shè)計

彈翼是巡飛彈的主要升力面,對其飛行性能和飛行品質(zhì)有著重要的影響?？紤]到所設(shè)計巡飛彈的低雷諾數(shù)特征,其彈翼設(shè)計的基本要求為: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度盡可能低;在對應失速狀態(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,則對于串列翼布局飛行器而言,前翼展弦比應大于后翼,使其在后翼之前失速;從而使巡飛彈在風切變等情況引起失速時,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是無法抑制的。

選取彈翼基本翼型為NACA2405,基于目標壓力分布反設(shè)計思路,運用Takanashi迭代程序完成翼型改進優(yōu)化設(shè)計[8]。

1.2 尾翼設(shè)計

由于巡飛彈垂尾在封裝狀態(tài)下也應收納在彈身最大橫截面輪廓線以內(nèi),同時鑒于垂尾面積應當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)計結(jié)果

根據(jù)各部件氣動外形設(shè)計結(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證

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

由于所研究的低雷諾數(shù)問題層流效應比較明顯,因此應當選取計及流動轉(zhuǎn)捩的湍流模型。基于壓力脈動是導致來流擾動進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能kT、層流動能kL和耗散率ω的三輸運方程:

(1)

(2)

k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型在低雷諾數(shù)流動時針對湍流動能和層流動能方程分別求解,同時考慮了旁路轉(zhuǎn)捩和自然轉(zhuǎn)捩,當流動雷諾數(shù)較低時,通用性和準確性都較高。

為驗證數(shù)值方法對低雷諾數(shù)流動的計算精度,針對典型低雷諾數(shù)翼型Eppler387開展計算分析。

圖2和圖3分別給出了Ma=0.08,Re=2E+5時計算所得翼型氣動特性曲線及表面壓力分布與實驗值的對比情況。此處實驗值取自參考文獻[11]中NASA蘭利低湍流度風洞對該翼型進行的低雷諾數(shù)實驗[11]。

圖2 計算所得翼型氣動特性曲線與實驗值對比

圖3 計算所得翼型表面壓力分布與實驗值對比

由圖2和圖3可知:計算所得的翼型氣動力系數(shù)變化曲線與實驗值相符合,翼型表面壓力分布亦與實驗值吻合良好,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。

該算例證明通過運用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)下的流動形態(tài)和氣動力,具備較高的計算可靠性。

3 巡飛彈氣動性能分析

針對所設(shè)計的巡飛彈干凈構(gòu)型,對構(gòu)型取不同攻角時典型巡航馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下的縱向氣動特性進行了計算和分析。表1和表2給出了設(shè)計方案的基本幾何參數(shù)和巡航狀態(tài)計算參數(shù)。飛行重量參照相關(guān)文獻數(shù)據(jù),按1.4 kg計算。

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重心相對位置/%41.67表2 巡飛彈計算參數(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)氣動性能計算

對攻角α=-15°、-13°、-11°、-10°、-8°、-5°、-3°、0°、3°、5°、8°、10°、11°、13°共計15個狀態(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?？梢娪捎谇耙砦擦鳟a(chǎn)生的下洗流動影響遍及整個后方流場;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,下洗效應逐漸顯著。此時前翼氣動效率應高于后翼。

3.2 非巡航狀態(tài)氣動性能計算

對于構(gòu)型在非巡航速度狀態(tài)下的氣動特性,分別選取速度V=25m/s、30m/s、40m/s、45m/s四個狀態(tài)在攻角α=5°的情況下進行計算。計算結(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)效應影響減弱,構(gòu)型升阻特性逐漸改善,氣動效率提高;構(gòu)型升力系數(shù)隨速度變化基本呈線性增長趨勢,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,與單獨升力面情形恰好相反。這是由于串列翼布局當中前翼氣動效率較高,升力系數(shù)隨飛行速度變化的增量相對后翼也較高,使得升力作用點前移,總體呈現(xiàn)低頭力矩減小趨勢。

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 氣動性能分析總結(jié)

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

非設(shè)計速度下的計算結(jié)果表明,設(shè)計巡飛彈干凈構(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)型氣動力變化曲線

4 結(jié)論

文中針對一種適于單兵攜帶的小型攻擊型巡飛彈完成了氣動外形設(shè)計,并利用CFD手段對其氣動特性進行了評估與校核。計算分析結(jié)果表明所設(shè)計的巡飛彈構(gòu)型具備良好的飛行性能。通過文中的分析和計算,可以得到以下結(jié)論:

1)對于大展弦比串列翼布局飛行器,前翼展弦比一般應大于后翼,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)生的下洗流動影響遍及整個后方流場,使得后翼實際攻角小于前翼,使其流動形態(tài)較前翼有所推遲;且隨著前翼攻角的增加,此下洗效應逐漸顯著,故前翼氣動效率總高于后翼。

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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:彈箭兵器氣動力。

V211.3

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