湖北三江航天紅峰控制有限公司 杜繼超 佘 君 袁天亮 田玉琴 邱耀明

基于CFD技術(shù)的靶彈氣動特性研究

湖北三江航天紅峰控制有限公司 杜繼超 佘 君 袁天亮 田玉琴 邱耀明

氣動布局設(shè)計和氣動參數(shù)計算是系統(tǒng)總體設(shè)計的重要環(huán)節(jié)。如果僅依靠風(fēng)洞試驗(yàn)來確定系統(tǒng)的氣動系數(shù)既浪費(fèi)時間也使系統(tǒng)的研制成本過高。本文引入了用計算流體力學(xué)（CFD）對靶彈氣動性能進(jìn)行研究的方法， 利用某亞聲速靶彈為載體，詳細(xì)介紹了CFD方法的原理、使用規(guī)則、注意事項(xiàng)，通過設(shè)計、劃分模型網(wǎng)格以及選擇參數(shù)計算方法最終得到了靶彈在三種工況下的空氣動力學(xué)參數(shù)，并與實(shí)際吹風(fēng)數(shù)據(jù)做比較，結(jié)果證明了用CFD方法仿真吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)的可行性。

CFD；靶彈；氣動特性

1.CFD技術(shù)的原理

計算流體動力學(xué)（Computational Fluid Dynamic，簡稱CFD）是通過計算機(jī)數(shù)值計算和圖像顯示，對包含有流體流動和熱傳導(dǎo)等相關(guān)物理現(xiàn)象的系統(tǒng)所做的分析。［1］其基本思想可以歸納為：把原來在時間域及空間域上連續(xù)的物理量的場，如速度場和壓力場，用一系列有限個離散點(diǎn)上的變量值的集合來代替，通過一定的原則和方式建立起關(guān)于這些離散點(diǎn)上場變量之間關(guān)系的代數(shù)方程組，然后求解代數(shù)方程組獲得場變量的近似值。

CFD方法的本質(zhì)就是求解控制方程。流體流動要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括：質(zhì)量守恒定律、動量守恒定律、能量守恒定律。

2.靶彈氣動性能研究

如圖1所示是某亞聲速靶彈結(jié)構(gòu)外形，該靶彈彈身長1430mm，彈徑為135mm，頭部為圓拱弧形，坐標(biāo)系三個方向分別規(guī)定如下：X軸：沿彈體軸，指向頭部為正；Y軸：在彈體縱向?qū)ΨQ面內(nèi)垂直于X軸；Z軸：與X、Y軸滿足右手螺旋定則。原點(diǎn)位于距離頭部736mm處。彈身上分布三組十字翼。流體介質(zhì)為空氣，無窮遠(yuǎn)處來流馬赫數(shù)0.35。要求研究空氣繞流該靶彈的流動情況，分析該靶彈在攻角分別為0°、3°、6°時的氣動性能。

圖1　某亞聲速靶彈外形

在導(dǎo)彈飛行力學(xué)中，把空氣動力沿速度坐標(biāo)系分解為三個分量，分別稱之為阻力X、升力Y、和側(cè)向力Z。作用在導(dǎo)彈上的空氣動力與來流的動壓q（，其中為導(dǎo)彈所處高度的空氣密度，V是速度）以及導(dǎo)彈的特征面積S成正比，可表示為：

式（1.1）中，cx、cy、cz為無量綱的比例系數(shù)，分別稱為阻力系數(shù)、升力系數(shù)和側(cè)向力系數(shù)，S為特征面積。

在導(dǎo)彈氣動外形及其幾何參數(shù)、飛行速度和高度給定的情況下，研究導(dǎo)彈在飛行中所受的空氣動力，可簡化為研究這些空氣動力系數(shù)。

2.1前處理

將初步處理的模型讀入Gambit軟件，利用Gambit建立一個包圍彈體的圓柱形計算域，軸向長度約為彈身的5倍，直徑約為翼展的5倍。在其內(nèi)部劃分出一個軸向長度約為彈身2倍，直徑約為翼展1.5倍圓柱形區(qū)域。

該靶彈外形比較復(fù)雜。在此情況下，非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格是一個很好的選擇，因?yàn)樗上鄬唵危也捎枚A迎風(fēng)格式的情況下也具有較高的精度，還具有比較好的可調(diào)節(jié)和可控制性。對計算域內(nèi)外層分別進(jìn)行網(wǎng)格劃分，劃分好的網(wǎng)格如圖2所示：

圖2　網(wǎng)格劃分

2.2求解

FLUENT提供了分離式和耦合式兩種求解器，一般來說，兩種求解器都適用于從不可壓到高速可壓的很大范圍的流動，但是當(dāng)計算高速可壓流動時，耦合式求解器比分離式求解器更有優(yōu)勢?？紤]到本例中馬赫數(shù)較低，故采用分離式求解器即可。

在設(shè)置求解器的過程中，決定采取什么樣的計算模型是很關(guān)鍵的。Spalart-Allmaras模型是專門用于求解航空領(lǐng)域的避免限制流動，是一個相對簡單的單方程模型，只求解一個有關(guān)渦粘性的輸運(yùn)方程，計算量相對較小。該湍流模型比較適合于具有避免限制的流動問題，對有逆壓梯度的邊界層問題能夠給出很好的計算結(jié)果，常常用在空氣動力學(xué)問題當(dāng)中，例如飛行器、翼型等繞流流場分析。

在定義流體的物理屬性時，工作介質(zhì)是空氣?？紤]到可壓縮性和粘性隨溫度的變化，將材料選為理想氣體（滿足氣體狀態(tài)方程），并選用薩蘭德定律計算粘性。由于選擇了理想氣體，薩蘭德定律計算粘性，需要求解能量方程，故此時能量方程被自動選中。對于馬赫數(shù)小于5的流動，定壓比熱cp和熱傳導(dǎo)率可以設(shè)置成常數(shù)。

在設(shè)定好無知的物理屬性后，對計算域的邊界條件進(jìn)行具體數(shù)值的設(shè)置。內(nèi)容包括：計算域內(nèi)物質(zhì)的指定，進(jìn)出口邊界條件和壁面邊界條件數(shù)值。將壓力遠(yuǎn)場邊界條件設(shè)定為來流壓力一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，馬赫數(shù)0.35，攻角為0°。

重復(fù)上述過程，用同樣的方法，完成攻角分別為3°、6°時的氣動參數(shù)計算。

2.3后處理

在后處理的過程中將研究靶彈氣動特性相關(guān)的項(xiàng)目從計算結(jié)果中提取出來，圖3直觀地示意了壓力在靶彈表面的分布情況，彈頭和三組翼的迎風(fēng)面是受力最大的位置。

圖3　靶彈表面壓力分布云圖

3.驗(yàn)證試驗(yàn)

在目前階段，風(fēng)洞試驗(yàn)仍是研究流體力學(xué)問題的重要方法，其測量結(jié)果較為真實(shí)可信。本研究中的亞聲速靶彈也經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了各項(xiàng)空氣動力系數(shù)，見表1。CFD方法直接得到的是壓力、力矩、速度等值，為了進(jìn)一步得到空氣動力系數(shù)，需要輸入面積、長度等參考值，F(xiàn)LUENT后處理功能會自動將這些參數(shù)帶入類似于（1.6）中的公式中，經(jīng)過簡單運(yùn)算，將結(jié)果轉(zhuǎn)化為我們關(guān)心的空氣動力系數(shù)。對比試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)與CFD方法計算得到的結(jié)果，可見兩者的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、橫向力系數(shù)是比較接近的。

表1　試驗(yàn)數(shù)據(jù)與CFD計算結(jié)果對比

表1中的符號說明：CA：軸向力系數(shù)；CN：法向力系數(shù)；Czz：橫向力系數(shù)；Cll：滾動力矩系數(shù)；Clm：偏航力矩系數(shù)；Cm： 俯仰力矩系數(shù)；

4.結(jié)論

網(wǎng)格劃分和氣動計算的結(jié)果表明軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、側(cè)向力參數(shù)均與實(shí)際吹風(fēng)數(shù)據(jù)的差別較小，驗(yàn)證了使用該方法分析其氣動布局與參數(shù)的合理性以及可能性，為后續(xù)型號布局改制提供了有效的理論基礎(chǔ)。

［1］王福軍.計算流體動力學(xué)分析.清華大學(xué)出版社，2004.

［2］李鵬飛，徐敏義，王飛飛.精通CFD工程仿真與案例實(shí)戰(zhàn).人民郵電出版社，2011.

［3］錢杏芳，林瑞雄，趙亞男.導(dǎo)彈飛行力學(xué).北京理工大學(xué)出版社，2012.

圖2　調(diào)修區(qū)域示意圖

4　結(jié)論

1）結(jié)合單軌車結(jié)構(gòu)特點(diǎn)選擇適合的組焊工藝，并將其結(jié)構(gòu)分為構(gòu)架體、穩(wěn)定輪兩大模塊完成組焊，以達(dá)到構(gòu)架組焊過程中方便可行同時可以現(xiàn)對尺寸調(diào)修的良好控制。

2）通過選擇合適的調(diào)修區(qū)域、加熱時間、加熱溫度等條件，可以實(shí)現(xiàn)利用火焰調(diào)修工藝有效控制單軌車這種結(jié)構(gòu)復(fù)雜、薄板焊接的構(gòu)架尺寸。

王子棟（1984—），男，吉林長春人，工學(xué)學(xué)士，工程師，2007年畢業(yè)于長春工業(yè)大學(xué)，現(xiàn)供職于中車長春軌道客車股份有限公司，研究方向：焊接。