无人机导弹发射对机翼的气动干扰*

杜小强,马贵春,李　峰,李桂君

(中北大学机电工程学院,太原　030051)

无人机导弹发射对机翼的气动干扰*

杜小强,马贵春,李峰,李桂君

(中北大学机电工程学院,太原030051)

摘要:无人机导弹发射过程中,导弹尾气流对无人机机翼产生一定的气动干扰,影响载机的安全飞行。本研究以Fluent软件中非结构动网格理论为基础,采用k-ω二阶湍流模型对不同挂载位置的导弹发射过程进行模拟,得出无人机导弹发射过程中,导弹尾气流使得机翼周围空气流场发生变化,飞机的气动性也随之发生改变,不同挂载位置下导弹的发射对机翼的气动性影响也有所区别。其研究结果为无人机机载导弹发射提供参考。

关键词:无人机;导弹发射;动态非结构网格;气动干扰

0引言

现代化军事领域中,无人机不但可以完成侦察任务,还可以实现攻击目标,摧毁目标的任务。现代化战争中无人机以其造价低,体积小,由于无人驾驶和具有隐形特点对环境适应能力强,飞行高度和速度不受人的承受能力的影响等诸多优于载人战机的特点,在战争武器系统中,必将引起世界的高度重视。而无人机在执行任务中按照预定的命令飞行,考虑到无人机在导弹发射过程中,由于导弹喷流效应的存在,导弹发射过程中会对载机产生一定的气动干扰,影响载机飞行状态,导致飞行不稳定状况出现,给无人机安全带来严重隐患。因此考虑导弹喷流效应对于载机气动性干扰有重要意义。

近年来,随着计算机和计算流体力学(CFD)的发展,无人机研究不仅仅限于飞行试验和风洞试验,通过CFD技术同样可以达到同样相吻合的实验数据,研究过程成本低,可行性高。本研究以Fluent软件为基础,采用k-ω二阶湍流模型,结合三维非结构动网格理论[1],对无人机机载导弹发射过程中不同挂载位置的导弹发射进行数值模拟,获得导弹发射过程中载机的飞行状态,以及相关的飞行参数,模拟结果可以为导弹发射提供一定的参考。

1理论基础

1.1　理论力学基础

本研究的流动控制方程为三维非定常N-S方程,控制方程如下:

质量守恒方程:

(1)

动量守恒方程:

(2)

能量守恒方程:

(3)

方程中ρ、u、p、E分别为流体的密度、速度矢量、压力和总能。

1.2　非结构动网格技术

结构化网格在处理非定常气动干扰问题中得到广泛应用,导弹和挂载在载机上随载机一起运动,在导弹发射过程中,导弹和载机有相对运动,所以选择非结构动态网格,网格包含两部分:机翼上是静止的网格,导弹周围固连的网格随导弹一起运动,是运动的网格,网格更新方法为弹簧光顺法和局部网格重划法,尺寸未超出规定范围内网格采用光顺变性处理,对于超出尺寸变形的网格采用局部网格再生方法,以其适应流场的变化。

1)弹簧光顺法是将网格看成是由节点之间的弹簧相互连接的网络,最初整个弹簧网络系统保持平衡,在计算中,任何一个网格节点的位移变化会导致与之相连的弹簧中产生弹力,从而导致临近网格节点上的力的平衡状态被打破。由此波及其余弹簧网络上的节点,经过反复迭代后,整个弹簧网络系统达到新的平衡,网格系统已经产生了一个变形后的网格系统。

由胡克定律[2]得到弹力的大小:

(4)

式中:kij为第i个节点与其相邻的j之间的弹性因子,Δxi、Δxj分别表示i、j节点的位移矢量,弹性因子kij表述为:

(5)

2)局部网格再生方法是指在边界网格随运动发生变化时,对于超出网格定义大小的范围时会发生,对于网格过小的系统会自动合并到相邻较小的网格,对于较大的网格会自动分裂以保证网格大小在定义范围内。

2算例介绍与边界设定

研究中采用的翼型数据参考NACA0012翼型数据,计算高度H=3 000 m,来流马赫数为0.8,攻角为0°的定值平飞流场,导弹为简化并缩小的空空导弹模型,弹长0.768 m长径比约为22,导弹与机翼间间距为0.2 m,导弹距机翼根部1.0 m、2.0 m、3 m。导弹以0 m/s的初速度发射,0.25 s后,导弹载机流场干扰变小,所以重点研究在0.2 s内的导弹发射状态。

图1　导弹发射模型

飞机模型为对称结构,模拟计算中从飞机中心面分割,选取一半模型作为模拟研究的对象,并且对飞机中心面设置边界为对称边界,可以节约运算时间,外围边界设定为压力远场边界,机身和固联于机身的网格为静止区域,导弹与固联于导弹的网格属于运动区域,研究中对导弹模型进行了相对简化处理,并且通过UDF(user defined function)函数对导弹运动进行定义。

图2　导弹的不同挂载位置

3模拟结果与分析

此次研究模拟了没有导弹发射与不同导弹挂载位置下导弹发射,得到机翼在导弹发射状态下的阻力系数Cd、升力系数Cl、与力矩系数Cm变化关系,如图3～图5所示。

图3　机翼阻力系数变化曲线

从机翼阻力系数变化关系中可以得出三维导弹发射模拟中,与二维导弹发射不同,不同位置下导弹的发射对机翼的阻力影响并不显著,这是由于相对于机翼,整个空空导弹模型相对较小,机翼前缘受到导弹喷流的阻滞较小,前后缘压差变化不大,因此导弹发射对机翼阻力影响不大,但对机翼的升力和力矩变化影响很明显,以下从机翼周围流场的压强变化情况分析机翼的气动性变化:机翼的阻力系数变化不显著,0.02 s后机翼的升力显著下降,力矩系数变化有所上升,大约0.1 s时升力与力矩达到最低值后逐渐上升,0.175 s后趋于稳定,以距翼根2.0 m处导弹发射为例,图6～图7为没有导弹发射干扰下机翼的压力云图及翼面压强分布,图8～图13为导弹距翼根2.0 m处导弹发射下机翼的压力云图与翼面压强分布。

图4　机翼升力系数变化曲线

图5　机翼力矩系数变化曲线

图6　无导弹发射下机翼流场压力云图

图7　无导弹发射下机翼表面压力分布

图8　t=0.2 s时机翼流场压力云图

图9　t=0.02 s时机翼表面压力分布

图10　t=0.125 s时机翼流场压强分布

图11　t=0.125 s时机翼流场压强分布

图12　t=0.175 s时机翼流场压强云图

图13　t=0.175 s时机翼流场压强分布

从机翼流场压力云图及机翼流场压力分布图可以得出:0.02 s时由于导弹发射,导弹喷流作用于机翼后缘附近,而导弹弹体上部靠近机翼部分压力降低,机翼下表面总压变小,从而压力差减小,进而导致机翼升力系数下降;随着导弹的移动0.125 s时导弹喷流作用于机翼中间,机翼下表面压强有所上升,上下翼面压力差变大,机翼升力系数上升,0.175 s后导弹脱离载机并飞行一段距离后,弹尾喷流对翼面压力变化影响减弱,机翼逐渐恢复稳定状态。而导弹脱离载机,使得两翼的重心发生变化,导致机翼的横侧平衡发生变化,载机偏转力矩发生改变,从而改变力矩曲线形状。不同挂载位置下,导弹尾气流作用于机翼位置也不同,机身的重心也会改变,从而也会影响机翼的气动性。

4结论

1)Fluent中非结构动网格很适合处理具有相对运动的多体分离模型,可以得到较高的模拟精度。

2)在导弹发射过程中,导弹喷气流使得载机机翼周围的流场发生变化,对载机的机翼气动性产生一定的干扰,该研究结果有一定的参考价值。

3)模拟结果表明,导弹发射过程中,应该重点关注载机的升力与力矩变化情况,以及载机的横侧平衡问题。避免载机出现大幅度的迎角变化和偏转力矩的变化,以保证载机安全。

4)导弹的挂载位置不同,发射过程中对机翼的气动干扰情况也有所区别,根据实际情况采取适合的挂载位置也是十分必要的。

参考文献:

[1]秦可伟, 马贵春, 姚光生. 导弹尾喷流对机翼的气动影响 [J]. 弹箭与制导学报, 2014, 34(1): 123-125.

[2]姜毅, 傅德彬. 用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场 [J]. 宇航学报, 2007, 28(2): 423-426.

[4]许晓平, 周洲. 考虑喷流效应的载机导弹发射及气动干扰数值模拟 [J]. 宇航学报, 2011, 32(4): 580-588.

[5]王正裕, 李孝伟. 基于动态嵌套网格技术的飞行器导弹发射的数值模拟 [J]. 上海大学学报, 2008, 14(2): 173-176.

[6]郭正, 李晓斌, 瞿章华. 用非结构动网格方法模拟有相对运动的多体绕流 [J]. 空气动力学学报, 2004, 19(3): 310-316.

[7]龚军锋, 祝小平, 周洲. 小型察打无人机投弹非稳态干扰下六自由度仿真 [J]. 弹箭与制导学报, 2012, 32(2): 31-34.

收稿日期:2014-05-24

作者简介:杜小强(1987-),男,河北承德人,硕士研究生,研究方向:流体力学与空气动力学。

中图分类号:V211.3

文献标志码: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