基于结构网格的栅格翼子弹翼身组合体气动特性_田霖.pdf

DOI:1019392/jcnki1671-7341202308052基于结构网格的栅格翼子弹翼身组合体气动特性田 霖樊文鹏于建军杜云鹏郭光全唐 宏晋西工业集团有限责任公司山西太原030027摘要:对于不同结构形式的栅格翼，采用了分块结构网格生成策略，通过求解 N-S 方程对栅格翼子弹翼身组合体的亚声速和跨声速绕流流场进行了数值模拟，获得了栅格翼子弹翼身组合体在不同类型尾翼影响下的亚声速和跨声速气动特性，并与刀形翼子弹翼身组合体的气动特性进行了对比。计算结果表明:栅格翼子弹翼身组合体的飞行稳定性和法向力特性优于刀形翼子弹翼身组合体，其中斜置栅格翼模型的飞行稳定性和法向力特性均为最优;栅格翼子弹翼身组合体的轴向力系数大于刀形翼子弹翼身组合体，斜置栅格翼模型轴向力最大。关键词:子弹翼身组合体;栅格翼;多块结构网格;气动特性;数值模拟中图分类号:TJ0112文献标识码:AAbstract:For different structure forms of grid fins，aerodynamic characteristics of submunition configurations with grid finsand body is simulated in subsonic and transonic flows，adopting the multi-block structure grid generation strategy and N-S equationsusing the finite volume methodThe grid fins analyzed includes upright honeycomb configuration and skew honeycomb configurationwith similiar grid densitiesAerodynamic characteristics of submunition configurations with different grid fins and submunition con-figurations with knife fins are compared，and aerodynamic characteristics is also investigatedThe results show that the stability offlying and normal force characteristics of grid fins submunition configurations are better than those of the knife fins submunitionconfigurations，in which the stability of flying and normal force characteristics of the skew honeycomb combination are the bestTheaxial force coefficient of grid fins submunition configurations are greater than that of knife fins submunition configurations，and theskew honeycomb combination has the largest axial forceKeywords:submunition configurations with fins and body;grid fins;multi-block structure grid;aerodynamic characteristics;numerical simulation子母弹武器系统因其作战毁伤范围广、效率高以及打击纵深大面积多目标等特点1。子母战斗部的工作流程主要包括子弹的抛撒、子弹与母弹的分离和子弹的自由飞行。无论对于何种类型的子弹来说，保证子弹分离后的稳定飞行直接影响着子母战斗部的散布效果和毁伤效能2。要实现子弹的稳定飞行，通常是将折叠尾翼安装在子弹上，子弹被推出后尾翼展开使得子弹的压力中心移到质心后的位置，由此形成的稳定力矩使子弹平稳飞行。对于要求节省空间的子弹气动布局，一般多采用方便折叠尾翼结构，如刀形翼2，通过调整翼展长、翼根弦长等来提高其飞行稳定性。子弹尾翼气动外形设计除了必须满足飞行稳定性的要求，还有尽可能满足多弹并联、串联排布的要求，这些空间和结构尺寸上的限制为其升力面的设计带来了较大的困难。栅格翼作为一种非常规翼面，具有翼弦短，铰链力矩小、强度质量比高和可折叠安装等优点3-5，在升力特性和外形尺寸等方面都优于传统翼面，这些都为其在现代子母弹武器系统上的广泛应用奠定了基础。鉴于栅格翼在亚、跨、超声速流场中的独特气动特性，某些国家积极开展栅格翼的研制工作，并且在卫星、火箭和导弹上得到了成果应用。多年来，国内外关于栅格翼气动特性做了大量的研究，如 Gregg Abate 等利用风洞试验研究了栅格翼在跨音速阶段的气流壅塞现象对气动特性的影响6;陈少松等对栅格翼的减阻特性及格宽翼弦比对其气动特性的影响进行了研究7-8;吴晓军等对多种不同外形单栅格的气动特性开展了数值计算9;周培培等采用多块结构网格生成策略对栅格翼导弹亚、跨、超声速绕流流场进行了数值模拟10;宋书恒等采用试验手段对翼身组合体不同类型栅格翼在弹身影响下的亚声速和跨声速气动特性进行了研究，并与平板尾翼的气动特性进行了对比分析11。以上的研究工作大多集中于单栅格翼的气动特性，对翼身组合体构型下栅格翼以及常规尾翼气动特性对比的仿真研究工作开展得相对较少，一定程度上阻碍了对栅格翼气动特性的深入认识和工程应用领域的延伸和扩展。本文以 CFD 为主要手段，基于分块结构网格划分技术开展了栅格翼子弹翼身组合体的亚声速和跨声速气动特性研851理论研究科技风 2023 年 3 月究，并将其气动特性与刀形翼进行了对比，为栅格翼在子母弹武器系统的应用提供一定的理论依据。1 计算模型与数值方法11 计算模型及网格划分计算模型为栅格翼/刀形翼子弹翼身组合体模型，弹径为 D，弹长 L=5D。根据尾翼不同种类分为斜置栅格翼SG1 模型和正置栅格翼 SG2 模型，刀形尾翼 DY 模型。栅格翼子弹翼身组合体模型由旋成体子弹弹身、十字型栅格翼组成。刀形翼子弹翼身组合体模型由旋成体子弹弹身、12 片环向均匀排布的刀形尾翼组成。由于弹舱内子弹被抛撒后处于无控飞行状态，因此尾翼只沿径向方向可折叠，不作偏转动作，展开后呈固定状态。各类型翼身组合体气动外形结构如图 1 所示，栅格翼的具体结构参数见图2，三种翼身组合体的结构参数见表 1。(a)SG1 模型气动布局(b)SG2 模型气动布局(c)DY 模型气动布局图 1 不同子弹翼身组合体气动布局(a)SG1 模型(b)SG2 模型图 2 栅格翼外形图表 1 主要结构参数外形编号尾翼数量/个根弦长/mm梢弦长/mm全展长/mm栅格翼类别SG14005D005D225D斜置 45SG24005D005D225D正置DY12007D004D225D/高质量的网格生成是保证 CFD 数值仿真研究的关键因素。为了保证数值模拟的准确性，本文利用 ICEM CFD软件对计算模型进行六面体网格划分，计算域的前后场均采用 12 倍弹长，径向 10 倍弹长，纵向过度比为 1 2，网格数如表2 所示。正置栅格翼 SG2 模型和刀形尾翼 DY 模型的结构网格划分较为简单常规，而斜置栅格翼 SG1 模型则要复杂得多。SG1 模型结构网格划分，采用了分块对接的BLOCK 划分思路:将复杂的升力面系统切分成单独的栅格单元，在栅格框内生成结构网格，相邻块网格点对点对接，栅格内进行 O 型拓扑，其他区域进行 H 型拓扑10。图3 给出了 SG1 栅格翼弦向及展向剖面的空间网格示意。表 2 网格数量对比序号网格数量/个SG1111106SG2108106DY95106(a)弦向空间网格(b)展向空间网格图 3 SG1 栅格翼弦向及展向空间网格示意12 数值计算方法本文采用的控制方程为三维非定常可压缩 N-S 方程:tQdV+SF(Q)ndS=SH(Q)ndS(1)式中:为控制体体积;Q 为守恒变量，F(Q)为对流项，H(Q)为黏性通量;S 为控制体表面积;n 为控制体边界外法向单位向量;dV 为体积微元;dS 为面积微元。为了提高计算精度和计算效率，本文在计算时利用有限体积法对空间进行离散，采用 ANS 模拟模型方法求解稳态流场，并选取剪应力输运 SST k-湍流模型进行流场计算。SST k-湍流模型是标准 k-模型修正后的两方程模型，能够较好地模拟边界层内的低雷诺数流动，还能模拟出边界层外充分发展的湍流流动。该模型对湍流黏性系数进行了修正，并且考虑了湍流剪切应力，从而不会对涡流黏度过分预测，因而适用于跨音速流场模拟12。13 数值模拟准确性验证为检验数值模拟的有效性，采用 11 的结构网格划分技术和 12 的算法对进行过测力试验的某型号火箭弹跨音速绕流，来流马赫数为 08Ma 和 12Ma，攻角范围为220，将风洞测力试验数据法向力系数和俯仰压心系数与仿真结果进行对比。模拟结果与试验数据对比结果如图 4 所示，图中 alpha为攻角，CN为法向力系数，CMZ为对弹顶的俯仰力矩系数。CN和 CMZ曲线趋势和风洞试验值一致。从图5 中可以看到，951科技风 2023 年 3 月理论研究法向力系数 CN计算结果与试验值吻合度较高，最大误差在=10处，为 6%。俯仰力矩系数 CMZ对比，计算值与试验值相比最大误差在=10处，为 9%。计算值和试验值对比图说明，数值计算模拟所得结果在计算域内是可靠的。(a)Ma=08 时法向力系数对比(b)Ma=08 时俯仰力矩系数对比(c)Ma=12 时法向力系数对比(d)Ma=12 时俯仰力矩系数对比图 4 气动特性对比2 结果分析与讨论本节对两种栅格翼子弹翼身组合体和刀形翼子弹翼身组合体进行了亚跨声速下(Ma=08，Ma=12)流场特性的数值模拟研究，对比分析栅格翼的布局形式对子弹翼身组合体气动特性的影响。21 飞行稳定性对比单枚子弹被抛撒出来后能否稳定飞行直接影响其落地后的姿态和侵彻能力，进而影响整个战斗部的毁伤效能和威力。因此，飞行稳定性是首先要关注的气动特性，静稳定度是衡量其飞行稳定性的重要指标。压心到质心的距离与全弹长的比值称为静稳定储备量，也叫静稳定度13。XcpXcg=CmzCN(2)式中，Xcp为压力中心对弹长的相对距离，Xcg为质心对弹长的相对距离，Cmz为俯仰力矩系数对攻角 的导数，CN为法向力系数对攻角 的导数。由于本文讨论的子母战斗部子弹是在弹道末端被抛出，母弹的飞行状态以及分离导致的流场特性改变都会对子弹的飞行姿态产生剧烈扰动。因此其静稳定度越高，才能有较好的飞行稳定性。(a)Ma=08(b)Ma=12图 5 静稳定度随攻角的变化曲线表 3=6时三种模型静稳定度对比Ma静稳定度SG1 模型SG2 模型DY 模型0802017018370092412017350152701124061理论研究科技风 2023 年 3 月由图 5 可发现，三种模型在亚跨音速静稳定度随攻角增加而增加，在大约 7攻角时达到最大，之后随攻角增加而减小。结合表 3 可知，当 Ma=08、=6时，SG2 模型较DY 模型静稳定度增加了 9%，SG1 模型较 SG2 模型的静稳定度又增加了 4%;当 Ma=12、=6时，SG2 模型较 DY 模型静稳定度增加了 4%，SG1 模型较 SG2 模型的静稳定度又增加了 2%。由此可得，SG1 模型的压心更加远离质心，静稳定性更好。22 全弹气动特性对比图 6 给出了两种栅格翼模型和刀形翼模型在不同马赫数下轴向力系数随攻角的变化曲线。从不同尾翼类别对比来看，与平板翼模型相比，栅格翼模型表现出