无人机导弹滑弹一体式发射对机翼的气动干扰*

王　博,马贵春,陈　阳,董　浩

(中北大学机电工程学院,太原　030051)



无人机导弹滑弹一体式发射对机翼的气动干扰*

王博,马贵春,陈阳,董浩

(中北大学机电工程学院,太原030051)

摘要:无人机机载导弹发射产生的尾喷流对机翼的气动干扰影响载机飞行安全。本研究以Fluent软件为基础,采用二维非结构动网格技术并选择标准k-ω二方程湍流模型,对导弹沿导轨弹射滑行后点火和直接点火的发射过程分别进行数值模拟,并对两组结果进行对比。结果表明:滑弹一体式发射装置在一定程度上降低导弹尾喷流对机翼的气动影响。该研究为无人机导弹滑弹一体式发射装置的研究提供一定参考。

关键词:无人机;导弹发射;尾喷流;非结构动网格

0引言

无人机以其成本低、不受人的生理限制等诸多优点备受各国重视。在现代战争中,无人机执行任务愈加多样化,其侦察打击一体化已成趋势。无人机执行攻击任务时会面临多体分离问题,尤其是导弹发射时产生的尾喷流对机翼的气动性能具有较强干扰,影响无人机的飞行安全。因此,考虑导弹先弹射、后点火的发射方式[1],降低导弹尾喷流对机翼的气动影响具有重要意义。导弹发射装置是导弹发射的关键环节,目前许多国家正在研制同时具有导轨式和弹射式发射装置功能的滑弹一体式发射装置[2]。对此,文中对导弹基于滑弹一体式发射装置发射时尾喷流对无人机机翼的气动干扰进行研究。

随着计算机技术和计算流体力学及其相关软件的高速发展,对无人机的研究可以通过CFD软件进行模拟仿真,在一定程度上代替飞行实验和风洞试验。模拟研究成本低,数据较为准确,可行性较高。文中采用Fluent软件对导弹滑弹一体式发射过程进行数值模拟,模拟过程采用k-ω二方程湍流模型及二维非结构动网格技术[3],获取导弹发射过程中机翼的相关气动参数,模拟结果对导弹发射及滑弹一体式发射装置的研究具有一定的参考价值。

1理论基础

1.1流体力学基础

连续性方程:

(1)

动量守恒方程:

(2)

能量守恒方程:

(3)

式中：ρ、u、p、E分别为流体密度、速度矢量、压力及总能量[4]。

1.2非结构动网格技术

非结构网格在处理多体分离的非定常气动干扰问题时被广泛应用,因此,模拟过程使用二维非结构动网格模型,网格包括随导弹运动的网格和机翼上静止的网格。由于导弹发射过程中与机翼具有较大的相对运动,因此采用弹簧光顺及局部网格重构技术来保证动网格的质量。网格变形尺寸在规定范围内的采用弹簧光顺进行处理,超出规定尺寸范围的变形使用局部网格重构技术处理。

1)弹簧光顺是将任意两网格节点之间的连线理想的看作一条弹簧,通过类似弹簧的压缩或拉伸实现网格和计算域的改变[5],弹力的大小可以根据胡克定律得出:

(4)

式中:ni表示与节点相邻的节点数;Δxi、Δxj分别表示节点i、j处的位移矢量;kij为第i节点与其相邻节点j之间的弹性因子,可用式(5)表达。

(5)

2)局部网格重构是指网格随物体运动重新划分时,边界网格变形超出原始网格设置的尺寸范围时,系统自行将较小的网格合并、较大的网格分裂,使得网格大小在定义的尺寸范围内。

2模拟条件设定

模拟过程采用二维NACA0012翼型下挂载简化缩小的导弹模型,弹长0.8m,长径比约为20。计算流场设定为高度,H=3 000m、来流马赫数为0.8 Ma,攻角为0°的定值平飞流场[6]。导弹初速度为0m/s,先对导弹施加2kN的轴向弹射力,运动0.1s后导弹发动机点火。模拟过程采用标准k-ω二方程湍流模型[7],基于密度的求解器,求解方法选择基于节点的Green-Gauss函数以及二阶迎风格式。将计算域设为压力远场,导弹尾部设为压力入口[8]。

3模拟结果及分析

文中研究模拟了机载导弹直接点火发射和沿导轨弹射后点火发射的过程,得到了机翼在发射过程中阻力系数(Cd)、升力系数(Cl)及力矩系数(Cm)随时间的变化曲线,如图1～图3所示。

由图1～图3可知,对比导弹直接点火发射过程,采用滑弹一体式发射装置对机翼的阻力影响较小,而对升力、力矩的影响较为显著。总体来说,导弹发射后首先是阻力上升,升力和力矩下降;之后,导弹沿导轨滑行,机翼阻力下降,升力和力矩上升;0.1s时导弹发动机点火,对阻力、升力及力矩产生较大影响;0.15s左右时,由于导弹尾部到达机翼前缘,导致机翼阻力、升力、力矩产生波动;0.2s后,导弹远离机翼,机翼升力、阻力及力矩基本趋于稳定。

图1　机翼阻力系数随时间变化曲线

图2　机翼升力系数随时间变化曲线

图3　机翼力矩系数随时间变化曲线

图4～图11为滑弹一体式发射过程不同时间点机翼周围流场压力云图与相应时间机翼表面压力分布。从图中可以看出,导弹沿导轨滑行阶段,机翼上下表面压力改变较小;0.1s后,导弹发动机点火,产生的燃气射流极大的改变了机翼周围流场的压力,主要影响机翼下表面压力分布;0.15s左右,导弹尾部到达机翼前缘,尾部燃气射流对机翼上下表面均有影响;0.22s时,导弹远离机翼,机翼周围流场逐渐恢复至稳定状态。

图4　0.02 s时机翼流场压力云图

图5　0.02 s机翼表面压力分布

图6　0.12 s时机翼流场压力云图

图7　0.12 s时机翼表面压力分布

图12～图17为导弹点火发射过程不同时间点机翼周围流场压力云图及机翼表面压力分布。0.14s之前主要影响机翼下表面;0.14s时导弹尾部到达机翼前缘,机翼上表面开始受到影响;0.22s时导弹远离机翼,对机翼周围流场影响逐渐减弱。

图8　0.15 s时机翼流场压力云图

图9　0.15 s机翼表面压力分布

图10　0.22 s时机翼流场压力云图

图11　0.22 s时机翼表面压力分布

图12　点火0.02 s时机翼流场压力云图

图13　点火0.02 s时机翼表面压力分布

图14　点火0.14 s时机翼流场压力云图

图15　点火0.14 s时机翼表面压力分布

4结论

1)对于多体分离问题,使用Fluent非结构动网格

技术进行模拟,结果具有较高的精度。

2)通过对比模拟结果,使用滑弹一体式发射装置能降低机翼的阻力并提高其升力,提高无人机的气动性能,对导弹滑弹一体式发射装置的研究具有一定参考价值。

图16　点火0.22 s时机翼流场压力云图

图17　点火0.22 s时机翼表面压力分布

参考文献:

[1]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.

[2]卢永祥. 机载导弹发射装置研究现状及发展趋势 [J]. 中国军转民, 2013(11): 62-64.

[3]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.

[4]赵承庆, 姜毅. 气体射流动力学 [M]. 北京: 北京理工大学出版社, 1996: 31-35.

[5]傅德彬, 姜毅. 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.

[6]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(自然科学版), 2008, 14(2): 173-176.

[7]阎超. 计算流体力学方法及应用 [M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2006: 114-117.

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

2006.

*收稿日期:2015-05-07

作者简介:王博(1991-),男,山东菏泽人,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

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