弧形尾翼对弹箭气动特性影响研究_张超.pdf

第 44 卷第 4 期兵 器 装 备 工 程 学 报2023 年 4月收稿日期:2022 07 12;修回日期:2022 08 02基金项目:江苏省青蓝资助项目;国家留学基金委出国留学资助项目作者简介:张超(1991)，男，硕士研究生，E-mail:1366791031 qq com。通信作者:王学德(1977)，男，副教授，E-mail:wangxuede2000 njust edu cn。doi:1011809/bqzbgcxb202304006弧形尾翼对弹箭气动特性影响研究张超1，杨文风1，孙鑫2，王学德3(1 中国飞行试验研究院 飞机所，西安710089;2 陆军航空兵试飞大队，江西 景德镇333001;3 南京理工大学，南京210094)摘要:为了研究转速对弧形尾翼弹箭气动特性的影响，基于三维非定常 N-S 方程和滑移网格技术，对弧形尾翼弹箭的气动特性进行了数值模拟，给出了转速对弧形尾翼弹箭的影响规律，并且首次对滚转换向现象的产生机理进行了详细阐述。结果表明:在 Ma=1 2 1 5 时出现了滚转换向现象;随着转速的增大，其平均滚转力矩系数呈定比例减小趋势;在有攻角情况下，上下尾翼凹凸面的压力差的变化是产生 2 次滚转换向的主要原因。关键词:弧形尾翼;滑移网格;气动特性;数值仿真，滚转换向本文引用格式:张超，杨文风，孙鑫，等 弧形尾翼对弹箭气动特性影响研究 J 兵器装备工程学报，2023，44(4):3338Citation format:ZHANG Chao，YANG Wenfeng，SUN Xin，et al esearch on the influence of a curved tail on aerodynam-ic characteristics of a projectile J Journal of Ordnance Equipment Engineering，2023，44(4):33 38中图分类号:TJ410文献标识码:A文章编号:2096 2304(2023)04 0033 06esearch on the influence of a curved tail on aerodynamiccharacteristics of a projectileZHANG Chao1，YANG Wenfeng1，SUN Xin2，WANG Xuede3(1 Aircraft Institute，Chinese Flight Test Establishment，Xi an 710089，China;2 Army Aviation Test Flight Battalion，Jingdezhen 333001，China;3 Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094，China)Abstract:In order to study the effect of rotational speed on aerodynamic characteristics of curved tailprojectiles，this paper performs a numerical simulation of the aerodynamic characteristics of curved tailprojectiles based on unsteady three-dimensional N-S equations and sliding grid technology The influencelaw of rotational speed on curved tail projectile is given，and，for the first time，the generation mechanismof roll conversion to apparent phenomenon is expounded in detail The results show that the roll conversionto apparent phenomenon occurs when Ma is within 1 2 to 1 5 As the speed increases，the average rollingmoment coefficient decreases with a certain proportion Under the condition of attack angles，the change ofpressure difference on the concave and convex surfaces of the upper and lower tail fins is the main reasonfor the two roll moment conversionKey words:curvedtail;slidinggrid;aerodynamiccharacteristics;numericalsimulation;rollmoment conversion0引言相比于平板尾翼而言，弧形尾翼弹箭可以人为设定展开时间，即发射前期可包裹在弹体表面，达到一定的飞行状态后可自动展开成为有翼导弹，显著减小发射装置空间;同时弧形尾翼弹箭的升阻比也明显增加，逐渐被人们重视起来并应用。1983 年，William D Washington1 对弧形翼弹箭进行了风洞试验，在超声速(1 7、2 0、3 0、4 0)和大攻角(20)条件下，总结出了几个非常有意义的结论。1987 年，Andrew 等2 利用数值仿真方法对超声速下卷弧翼弹箭进行了研究。1987 年，史永高3 对弧形翼弹箭的气动特性进行了详细的阐述并得到一结论:尾翼前缘是否对称直接影响滚转换向现象发生的次数;尾翼类型会影响其发生时的马赫数区间。2005 年，雷娟棉4 对不同按装方式的卷弧翼弹箭进行了数值模拟，发现正装且正向旋转会加剧其锥形运动，尾翼的安装方式会影响锥形运动现象。2018 年，卢天宇5 对弧形尾翼弹箭进行了气动仿真，结果表明:用面对称安装可使得弧形尾翼弹箭的气动力和力矩与平直尾翼弹箭气动特性变化规律相类似。弧形翼的独特结构使得其空气动力学效应较平直翼更为复杂，比如自诱导滚转特性、马格努斯效应、滚转换向6 7 等问题，直接导致弧形翼弹箭在飞行过程中转动方向不可预知，因此对弧形翼弹箭气动特性参数的计算分析显得格外的重要。近年来，随着计算机性能的不断增强，大量学者对平直尾翼弹箭气动特性展开了系统而深入的研究，已经掌握了马格努斯效应、滚转特性等气动参数的变化规律，但鲜有对弧形尾翼弹箭的气动特性进行研究，尤其是滚转换向问题，基于此背景，本文提出了基于滑移网格技术下弧形尾翼弹箭气动特性数值仿真方法，着重研究了旋转(0、0 5、1 r/s)对其滚转特性、马格努斯效应以及滚转换向的影响。1数值模拟方法1 1滑移网格技术滑移网格技术具有精度高、占用内存少等优势8，广泛应用在弹箭旋转的气动仿真领域，图 1 给出了滑移网格区域划分示意图。1 2控制方程控制方程采用非定常守恒型 N-S 方程组，如式(1)所示。其中，?U，e 分别表示气流的密度、速度和单位体积的能量，?M为弹体的运动速度，P 为静压力，I 为单位张量，为粘性张量，?q为热通量，S 和 v 分别表示控制体的体积分和面积分的积分区域，?r 为 S 的外法向单位向量。tsdS+v(U M)?rdv=0ts UdS+v U(U M)+PI?rdv=0tsedS+v e(U M)+P U U?rdv=vq?rdv(1)图 1网格示意图Fig 1 The slip mesh diagram1 3离散方法和湍流模型湍流模型采用 ealizable k-湍流模型9 10，空间离散采用有限体积法，对流项采用 AUSM+格式，粘性项采用中心差分方式。1 4时间步长技术对于非定常计算结果影响较大关键参数之一时间步长，合理的时间步长可以加速收敛所需的时间，因此本文采用双时间步长技术。2弹箭数值仿真计算计算模型如图 2 所示，其中弹径 0 412 m，弧形翼圆心角=60，网格模型如图 3 所示，选取的计算状态如表 1 所示。图 2弧形翼弹箭模型及尺寸参数Fig 2 Model and dimension parameters of projectiles43兵 器 装 备 工 程 学 报http:/bzxb cqut edu cn/图 3卷弧翼弹箭网格示意图Fig 3 The slip mesh diagram of projectiles表 1计算工况Table 1 Calculation conditions参数数值Ma0 9，1 1，1 4，1 6，2 02，4060*0，20，0 003 8，0 007 6P/Pa101 325T/K2882 1时间步长和网格无关性验证为了选取合适的时间步长和网格数，本文给出了 Ma=1 6、=2工况下，不同时间步长平均滚转力矩系数的计算结果如图 4(a)所示。由图 4(a)可见，随着时间步长的不断减小，其气动特性参数趋于收敛，因此选取后续计算时间步长为 0 006。图 4平均滚转力矩系数随时间步长的变化曲线Fig 4 Curve of average rolling moment coefficientchanging with time step在相同计算工况下，不同网格数下滚转力矩系数的计算结果如图 4(b)所示。由图 4(b)可见，随着网格数的不断增加，其气动特性参数趋于收敛。由于最后 2 组网格数下的计算结果差异较小，因此后续计算选取网格数 7 106。2 2数值仿真平均滚转力矩系数随马赫数的变化曲线如图 5 所示。从图 5(a)可知:当 =0 时，平均滚转力矩系数随马赫数的增大呈现先增大后减小而后再次增大的趋势，同时在 Ma=1 4 附近时平均滚转力矩系数取得最小值且为负值，即在Ma=1 2 1 5 时弧形尾翼弹箭出现了 2 次滚转换向现象，可见对该弹箭模型而言，在有攻角时会出现 2 次滚转换向现象，产生该现象的具体机理分析详见 3 3 节;随着无量纲转速的增大，平均滚转力矩系数呈现线性减小趋势。对比图 5(a)和图 5(b)可知:在相同转速下，2和 4攻角下两者的变化规律相同，攻角越大，其值越大。图 5平均滚转力矩系数随马赫数的变化曲线Fig 5 Curve of average rolling moment coefficientchanging with Ma平均马格努斯力系数随马赫数的变化曲线如图 6 所示。由图 6(a)可知:平均马格努斯力系数随着无量纲转速的增大呈现先增大后减小的趋势，并且在 Ma=1 1 附近取得最大值;在同一马赫数下，随着无量纲转速的增大，平均马格努斯力系数呈现非线性增大趋势;并且当 Ma 1 6 时，不同无量纲转速下的平均马格努斯力系数均为负值;不同无量纲转速下的平均滚转力矩系数随马赫数的变化规律基本一致。对比图 6(a)和图 6(b)可知:在同一马赫数和无量纲转速下，4攻角下的平均马格努斯力系数的绝对值均大于 2攻角下的平均马格努斯力系数的绝对值;并且当 Ma 1 5 时，4攻角下的平均马格努斯力系数均为负值;同时还发现，当 Ma=53张超，等:弧形尾翼对弹箭气动特性影响研究1.4 时，无量纲转速 =0 下的平均马格努斯力系数均在 0值附近徘徊。图 7 给出了无量纲转速 =0 003 8 条件下不同部件产生的平均马格努斯力系数随马赫数的变化曲线。图 6平均马格努斯力系数随马赫数的变化曲线Fig 6 Curve of average magnus force coefficientwith Mach number Cl图 7不同部件下平均马格努斯力系数随马赫数的变化曲线Fig 7 Curve of average magnus fo