李 恒,郭 锐,刘荣忠

(南京理工大学机械工程学院,南京 210094)

一种带副翼无伞末敏弹气动特性仿真分析*

李 恒,郭 锐,刘荣忠

(南京理工大学机械工程学院,南京 210094)

为了探究不同尾翼末敏弹的气动特性,设计了带有副翼结构的无伞末敏弹模型,借助计算流体力学建立了无伞末敏弹的气动力仿真模型。数值计算结果表明不同尾翼结构对末敏弹的稳态落角和阻力系数有较大影响。当翼展从150 mm增至250 mm时,末敏弹的稳态落角从43°减至16°,阻力系数从0.78增至1.61。当副翼斜置角从0°增至60°时,稳态落角、导转力矩系数和阻力系数也在发生变化。这将为无伞末敏弹的设计提供有益参考。

无伞末敏弹;计算流体力学;气动特性;副翼

0 引言

末敏弹稳态扫描技术主要包括有伞扫描和无伞扫描。大多数国家研制的末敏弹采用有伞扫描,如美国的“SADARM”末敏弹和德国的“SMART”末敏弹。末敏弹的无伞化是其一个重要发展方向。因此,国内外开展了一系列关于无伞末敏弹的理论研究和实验研究。其中,顾建平和舒敬荣等[1-2]研究了单翼末敏弹的运动特性,胡志鹏、吕胜涛和郭锐等[3-7]研究了双翼末敏弹的气动特性,周志起等[8]研究了三翼末敏弹的气动特性。

由于上述研究的无伞末敏弹的尾翼有效面积均较小,所以导致末敏弹的稳态落速较大,这就为末敏弹的扫描运动带来极大的挑战。基于此,文中提出一种新型可伸缩展开翼结构,以增大末敏弹的阻力,并

借助Fluent仿真软件分析了该新型翼结构的气动特性变化规律,文中主要研究内容包括两部分:1)翼B展长变化时,末敏弹稳态落角和阻力系数的变化规律。2)不同副翼展长在不同斜置角下,末敏弹稳态落角、导转力矩系数和阻力系数的变化规律。

1 气动布局模型

图1为两种伸缩展开翼结构,末敏弹弹体为圆柱体,尺寸为Φ110 mm×135 mm;翼A弦长和展长分别为100 mm和300 mm;其中,图1(a)所示为改变翼展结构,翼B弦长为100 mm,定义翼B展长为L;图1(b)所示为增加副翼后结构,副翼弦长为100 mm,定义副翼展长为H,副翼斜置角为γ,翼B与副翼展向中心线共线;定义末敏弹的稳态落角为α,即弹轴与铅垂方向的夹角。

2 数值仿真模型

计算域为圆柱形区域,流场轴向取22.2倍弹长,径向取14.5倍弹径,采用非结构网格,为了保证计算的精度,采用两级分割,保证末敏弹附近网格致密。定义相应边界条件。定义末敏弹参考面积S=0.069 5 m2,参考长度l=0.005 87 m(弹体质心至阻心距离)。

3 仿真结果及分析

获得稳态落角α的方法:定义质心到弹体顶部的距离为0.6倍弹体长度,且质心位于弹轴上,在翼A中心线和弹轴所确定的平面内,对质心取矩,若矩为零,则所得攻角即为稳态落角。本例中通过不断调试落角α的大小,采用逐渐逼近的方法,最终获得稳态落角α。

3.1 翼B展长对气动特性的影响

压力分布:图2为翼B展长取180 mm时压力云图。可以看出,高压区主要分布在弹体头部表面、弹体侧壁迎风区和尾翼迎风区,低压区主要分布在弹体尾部表面、弹体侧壁背风区和尾翼背风区。大面积的高压区有利于末敏弹减速。

图2 翼B展长为180 mm时的压力云图

为了探究翼B展长L对末敏弹稳态落角α和阻力特性的影响,保持翼A弦长为100 mm,展长为300 mm,保持翼B弦长为100 mm,令翼B展长L分别为150、160、170、180、190、200、210、220、230、240和250 mm,进行仿真计算,通过不断调试末敏弹稳态落角α的大小,最终获得了不同翼B展长L下的稳态落角α的变化规律,如图3(a)所示。另外,获得了不同翼B展长的末敏弹在稳态落角工况下阻力系数的变化规律,如图3(b)所示。

图3 末敏弹翼B取不同展长时的气动特性

由图3(a)可以看出,随着翼B展长的增大,末敏弹的稳态落角不断减小,从43°减至16°,这是由于末敏弹质心右侧的有效迎风面积随着翼B展长的增大而增大,唯有将稳态落角减小才可以使得质心左右两侧的有效迎风面积相等,以形成稳态运动。由图3(b)可以看出,随着翼B展长的增大,末敏弹的阻力系数不断增大,从0.78增至1.61,这是由于翼B展长的增大和稳态落角的减小均有利于末敏弹有效迎风面积的增大,从而使末敏弹阻力系数增加。

3.2 副翼展长和斜置角对气动特性的影响

压力分布:图4为副翼斜置角取30°时压力云图。尾翼的形状和安装位置不同导致压力分布也略有不同,当副翼有一定斜置角时,副翼下侧迎风面为高压区,上侧迎风面为局部低压区,这就产生了导转力矩。副翼上侧产生低压区的原因类似于飞机机翼翼尖处产生的翼尖涡,在翼B的翼尖处产生翼尖涡,这导致副翼上侧为局部低压区。

图4 副翼斜置角为30°时的压力云图

为探究副翼展长H和斜置角γ对末敏弹导转特性、稳态落角α和阻力特性的影响,保持翼A弦长为100 mm,展长为300 mm,翼B弦长为100 mm,展长为180 mm。对弦长为100 mm,展长H分别为30、40和50 mm的副翼进行仿真,令副翼斜置角γ分别为0°、10°、20°、30°、35°、40°、45°、50°、和60°。通过不断调试末敏弹落角α的大小,最终获得不同展长副翼在不同斜置角γ下的稳态落角α的变化规律,如图5(a)所示。另外,获得了不同斜置角副翼末敏弹在稳态落角工况下导转力矩系数和阻力系数的变化规律,如图5(b)和图5(c)所示。

由图5(a)可以看出,当副翼斜置角一定时,副翼展长越大,则其稳态落角就越小,这是由于随着副翼展长的增大,质心右侧的有效迎风面积增大,唯有将稳态落角减小才可以使得质心左右两侧的有效迎风面积相等;当副翼展长一定时,随着副翼斜置角的增大,稳态落角逐渐增大,这是由于随着副翼斜置角的增大,质心右侧的有效迎风面积不断减小,唯有将稳态落角增大才可以使得质心两侧的有效迎风面积相等。由图5(b)可以看出,当副翼斜置角一定时,副翼展长越大,则其导转力矩系数就越大,这是由于产生导转力矩的有效迎风面积在增大;当副翼展长一定时,随着斜置角的增大,导转力矩系数先增大后减小,并在45°附近取得最大值。由图5(c)可以看出,当副翼斜置角一定时,副翼展长越大,则其阻力系数就越大,这是由于末敏弹的有效迎风面积在增大;当副翼展长一定时,随着副翼斜置角的增大,其阻力系数不断减小,这是由于末敏弹的有效迎风面积在减小。

图5 末敏弹副翼取不同斜置角时的气动特性

4 结论

1)随着翼B展长的增大,末敏弹稳态落角不断减小,若将末敏弹的稳态落角控制在30°附近,则可以将翼B展长取在190～210 mm。

2)可以通过增大副翼展长来增大导转力矩系数,也可以通过将副翼斜置角设在45°附近取得最大的导转力矩系数。

3)若副翼斜置角取45°,副翼展长取在30～50 mm,则可以实现末敏弹的稳态落角α在28°～32°范围内变化。

[1] 顾建平, 韩子鹏. 单翼与有伞末敏子弹的扫描比较及分析 [J]. 弹箭与制导学报, 2011, 31(1): 123-124.

[2] 舒敬荣, 张邦楚, 韩子鹏, 等. 单翼末敏弹扫描运动研究 [J]. 兵工学报, 2004, 25(4): 415-420.

[3] 胡志鹏, 刘荣忠, 郭锐. 基于FLUENT的双翼末敏弹气动特性研究 [J]. 飞行力学, 2013, 31(1): 53-60.

[4] 胡志鹏, 刘荣忠, 郭锐. 两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响 [J]. 南京理工大学学报, 2012, 36(5): 739-744.

[5] 吕胜涛, 刘荣忠, 郭锐, 等. S-C型双翼末敏弹尾翼结构方案设计 [J]. 弹道学报, 2014, 26(2): 6-12.

[6] 吕胜涛, 刘荣忠, 郭锐, 等. S-S双翼末敏弹气动外形优化设计 [J]. 兵工学报, 2013, 34(9): 1150-1155.

[7] 郭锐, 刘荣忠, 王本河, 等. 一种非对称双翼结构弹丸减速导旋特性试验研究 [J]. 弹箭与制导学报, 2009, 29(5): 249-254.

[8] 周志起, 赵润祥, 韩子鹏, 等. 末敏子弹气动外形设计与气动特性分析 [J]. 空气动力学学报, 2013, 31(1): 15-21.

Simulation Analysis on Aerodynamic Characteristics of Non-fin TSP with Aileron

LI Heng,GUO Rui,LIU Rongzhong

(School of Mechanical Engineering. NUST, Nanjing 210094, China)

To study aerodynamic characteristics of terminal sensitive projectile (TSP) with different wings, non-fin TSP with aileron was designed. The simulation models of non-fin TSP were established by using computational fluid dynamics. The results show that TSP has different stable angles and drag coefficients when having different wings. When the span increases to 250 mm from 150 mm, the stable angle decreases to 16° from 43°, the drag coefficient increases to 1.61 from 0.78. The stable angle, torque coefficient and drag coefficient are different when the aileron oblique angle increases to 60° from 0°. This paper can provide helpful references for design of non-fin TSP.

non-fin TSP; computational fluid dynamics; aerodynamic characteristics; aileron

2014-09-19

国家自然科学基金-青年科学项目(11102088);国家自然科学基金(11372136)资助

李恒(1993-),男,山东烟台人,学士,研究方向:流体力学、灵巧弹药空气动力学。

TJ414.5

A