杜小強(qiáng),馬貴春,李　峰,李桂君

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原　030051)

無人機(jī)導(dǎo)彈發(fā)射對機(jī)翼的氣動干擾*

杜小強(qiáng),馬貴春,李峰,李桂君

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原030051)

摘要:無人機(jī)導(dǎo)彈發(fā)射過程中,導(dǎo)彈尾氣流對無人機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生一定的氣動干擾,影響載機(jī)的安全飛行。本研究以Fluent軟件中非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格理論為基礎(chǔ),采用k-ω二階湍流模型對不同掛載位置的導(dǎo)彈發(fā)射過程進(jìn)行模擬,得出無人機(jī)導(dǎo)彈發(fā)射過程中,導(dǎo)彈尾氣流使得機(jī)翼周圍空氣流場發(fā)生變化,飛機(jī)的氣動性也隨之發(fā)生改變,不同掛載位置下導(dǎo)彈的發(fā)射對機(jī)翼的氣動性影響也有所區(qū)別。其研究結(jié)果為無人機(jī)機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射提供參考。

關(guān)鍵詞:無人機(jī);導(dǎo)彈發(fā)射;動態(tài)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格;氣動干擾

0引言

現(xiàn)代化軍事領(lǐng)域中,無人機(jī)不但可以完成偵察任務(wù),還可以實現(xiàn)攻擊目標(biāo),摧毀目標(biāo)的任務(wù)?，F(xiàn)代化戰(zhàn)爭中無人機(jī)以其造價低,體積小,由于無人駕駛和具有隱形特點對環(huán)境適應(yīng)能力強(qiáng),飛行高度和速度不受人的承受能力的影響等諸多優(yōu)于載人戰(zhàn)機(jī)的特點,在戰(zhàn)爭武器系統(tǒng)中,必將引起世界的高度重視。而無人機(jī)在執(zhí)行任務(wù)中按照預(yù)定的命令飛行,考慮到無人機(jī)在導(dǎo)彈發(fā)射過程中,由于導(dǎo)彈噴流效應(yīng)的存在,導(dǎo)彈發(fā)射過程中會對載機(jī)產(chǎn)生一定的氣動干擾,影響載機(jī)飛行狀態(tài),導(dǎo)致飛行不穩(wěn)定狀況出現(xiàn),給無人機(jī)安全帶來嚴(yán)重隱患。因此考慮導(dǎo)彈噴流效應(yīng)對于載機(jī)氣動性干擾有重要意義。

近年來,隨著計算機(jī)和計算流體力學(xué)(CFD)的發(fā)展,無人機(jī)研究不僅僅限于飛行試驗和風(fēng)洞試驗,通過CFD技術(shù)同樣可以達(dá)到同樣相吻合的實驗數(shù)據(jù),研究過程成本低,可行性高。本研究以Fluent軟件為基礎(chǔ),采用k-ω二階湍流模型,結(jié)合三維非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)格理論[1],對無人機(jī)機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射過程中不同掛載位置的導(dǎo)彈發(fā)射進(jìn)行數(shù)值模擬,獲得導(dǎo)彈發(fā)射過程中載機(jī)的飛行狀態(tài),以及相關(guān)的飛行參數(shù),模擬結(jié)果可以為導(dǎo)彈發(fā)射提供一定的參考。

1理論基礎(chǔ)

1.1　理論力學(xué)基礎(chǔ)

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(zhì)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(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)

結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格在處理非定常氣動干擾問題中得到廣泛應(yīng)用,導(dǎo)彈和掛載在載機(jī)上隨載機(jī)一起運動,在導(dǎo)彈發(fā)射過程中,導(dǎo)彈和載機(jī)有相對運動,所以選擇非結(jié)構(gòu)動態(tài)網(wǎng)格,網(wǎng)格包含兩部分:機(jī)翼上是靜止的網(wǎng)格,導(dǎo)彈周圍固連的網(wǎng)格隨導(dǎo)彈一起運動,是運動的網(wǎng)格,網(wǎng)格更新方法為彈簧光順法和局部網(wǎng)格重劃法,尺寸未超出規(guī)定范圍內(nèi)網(wǎng)格采用光順變性處理,對于超出尺寸變形的網(wǎng)格采用局部網(wǎng)格再生方法,以其適應(yīng)流場的變化。

1)彈簧光順法是將網(wǎng)格看成是由節(jié)點之間的彈簧相互連接的網(wǎng)絡(luò),最初整個彈簧網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)保持平衡,在計算中,任何一個網(wǎng)格節(jié)點的位移變化會導(dǎo)致與之相連的彈簧中產(chǎn)生彈力,從而導(dǎo)致臨近網(wǎng)格節(jié)點上的力的平衡狀態(tài)被打破。由此波及其余彈簧網(wǎng)絡(luò)上的節(jié)點,經(jīng)過反復(fù)迭代后,整個彈簧網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)達(dá)到新的平衡,網(wǎng)格系統(tǒng)已經(jīng)產(chǎn)生了一個變形后的網(wǎng)格系統(tǒng)。

由胡克定律[2]得到彈力的大小:

(4)

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

(5)

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

2算例介紹與邊界設(shè)定

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

圖1　導(dǎo)彈發(fā)射模型

飛機(jī)模型為對稱結(jié)構(gòu),模擬計算中從飛機(jī)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(jī)中心面設(shè)置邊界為對稱邊界,可以節(jié)約運算時間,外圍邊界設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場邊界,機(jī)身和固聯(lián)于機(jī)身的網(wǎng)格為靜止區(qū)域,導(dǎo)彈與固聯(lián)于導(dǎo)彈的網(wǎng)格屬于運動區(qū)域,研究中對導(dǎo)彈模型進(jìn)行了相對簡化處理,并且通過UDF(user defined function)函數(shù)對導(dǎo)彈運動進(jìn)行定義。

圖2　導(dǎo)彈的不同掛載位置

3模擬結(jié)果與分析

此次研究模擬了沒有導(dǎo)彈發(fā)射與不同導(dǎo)彈掛載位置下導(dǎo)彈發(fā)射,得到機(jī)翼在導(dǎo)彈發(fā)射狀態(tài)下的阻力系數(shù)Cd、升力系數(shù)Cl、與力矩系數(shù)Cm變化關(guān)系,如圖3～圖5所示。

圖3　機(jī)翼阻力系數(shù)變化曲線

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

圖4　機(jī)翼升力系數(shù)變化曲線

圖5　機(jī)翼力矩系數(shù)變化曲線

圖6　無導(dǎo)彈發(fā)射下機(jī)翼流場壓力云圖

圖7　無導(dǎo)彈發(fā)射下機(jī)翼表面壓力分布

圖8　t=0.2 s時機(jī)翼流場壓力云圖

圖9　t=0.02 s時機(jī)翼表面壓力分布

圖10　t=0.125 s時機(jī)翼流場壓強(qiáng)分布

圖11　t=0.125 s時機(jī)翼流場壓強(qiáng)分布

圖12　t=0.175 s時機(jī)翼流場壓強(qiáng)云圖

圖13　t=0.175 s時機(jī)翼流場壓強(qiáng)分布

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

4結(jié)論

1)Fluent中非結(jié)構(gòu)動網(wǎng)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(dǎo)彈發(fā)射過程中,導(dǎo)彈噴氣流使得載機(jī)機(jī)翼周圍的流場發(fā)生變化,對載機(jī)的機(jī)翼氣動性產(chǎn)生一定的干擾,該研究結(jié)果有一定的參考價值。

3)模擬結(jié)果表明,導(dǎo)彈發(fā)射過程中,應(yīng)該重點關(guān)注載機(jī)的升力與力矩變化情況,以及載機(jī)的橫側(cè)平衡問題。避免載機(jī)出現(xiàn)大幅度的迎角變化和偏轉(zhuǎn)力矩的變化,以保證載機(jī)安全。

4)導(dǎo)彈的掛載位置不同,發(fā)射過程中對機(jī)翼的氣動干擾情況也有所區(qū)別,根據(jù)實際情況采取適合的掛載位置也是十分必要的。

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收稿日期:2014-05-24

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

中圖分類號:V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)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