舵控火箭靶弹的气动分析.pdf

第 2期 总第 1 9 5期 2 0 1 6 年 4月 机 械 工 程 与自 动 化 MECHANI CAL ENGI NEE RI NG AUT0MAT1 0N NO ． 2 Apr ． 文章编号 1 6 7 2 6 4 1 3 2 0 1 6 0 2 0 1 0 1 0 3 舵控火箭靶弹的气动分析 程登 华 ，曹红松 中北 大学 机 电工程学院 ，山西 太原0 3 0 0 5 1 摘要 在 无控火箭靶弹的基础上 ，加装控制舵 片改装 为有控火 箭靶弹 。建 立简化 的舵 控火箭 靶弹 三维模 型， 并利用数值计算 的方 法采 用 F l u e n t软件 对火 箭靶 弹 的气 动特 性进 行 了仿 真 分析 。通过仿 真 得 到弹加 尾 翼 无控和全弹 弹 翼舵 ，有 控 的气动参 数在舵偏 角为 0 。 时随攻 角、马赫数 的变化规律 ，以及不 同舵 偏角下 的压力云 图。 关键词 舵控火箭靶弹；压力分布 ；仿真分析 中图分类号 TP 3 9 1 ． 7 T J 4 1 5 文献标识 码 A 0 引言 火箭 靶 弹研 制 一 般 有 3种 途 径_ 1 ] ， 即利 用 现 役 或待退役的火箭改装 、 利用现役或待退役的导 弹改装 和进行专门的研制。结合我国的实 际情况 ， 利用技术 成熟 的大射程火箭弹改装成 中高空超音速靶弹是一种 省时省力的方案。 目前 ， 火箭靶弹系统的改进方 向主 要是改善飞行弹道特性 、 延长滞空时间、 实现准平飞和 实施末端机动 ] 。本文研究的是在无控大射程火箭 弹 的基础上加装简易控制装置 ， 将其改装成有控火箭靶 弹 ， 并利用 F l u e n t 软件对弹加尾翼 无控 和全 弹 即 弹翼十舵 ， 有控 进行气动特性分析。 1 火箭靶弹有限元模型的建立 1 ． 1 火箭靶 弹 三 维模 型 图 1为无控火箭靶弹三维模型 。在无控火箭靶 弹 的基础上加装控制舵片 ， 改装成如图 2所示的有控火 箭靶弹 。 图 1 无控火箭靶弹 三维模型 图 2 舵偏角为 O 。 时 有控火箭靶弹三维模 型 1 ． 2数值 计算 流体力学的数值模拟 即从流体力学的基本方程出 发 ， 将流动的数学模型离散和代数化， 通过模拟得 出流 场特征 ， 再用积分 的方法解算出流体的各种力学参数 。 模拟的特点是以离散解的形式描述流体运动区域 的流 动特征 。数值计算的长处是适应性强、 应用范围广， 可 以很方便地解决 自变量 多、 条件复杂的问题 ， 不受实验 中固有约束条件 风洞壁面干扰 、 支架干扰 的影响， 且 可以快速模拟大范 围马赫数下的流动现象 。因此 ， 数 值计算和风洞实验结合起来能较好地解决各种复杂的 流动 问题 。 本文研究的模型马赫数范 围较大且攻角较多 ， 为 了尽快获得所需气动参数和流动特性 ， 运用 F l u e n t 软 件对无控和有控火箭靶弹在不 同马赫数、 不 同攻角和 不同舵偏角情况下的气动特性进行 了仿真计算 ， 研 究 舵 面对火箭靶弹气动特性的影 响规律_ 4 ] 。 1 ． 3 仿 真条件 及 网格模 型 仿真模 型的弹体、 舵面和尾翼 表面采用无滑移 固 壁 w a l 1 边界条件 ， 计算区域 的入 口、 出 口和外边界均 采用压力远场边界条件 ， 气体模型为理想气体模型 ， 动 力黏度计算采用萨兰德定理 ， 温度 T及压强 P取海平 面条件， 即 T一2 8 8 K， P一1 0 1 3 2 5 P a 。所有的计算都 通过并行计算完成 。 本次仿真的模型共有 4组 ， 每组模 型只使用一套 网格 ， 都由 F l u e n t 软件 自带的前处理软件 生成 。4组 模 型的计算区域相 同， 即 长为 1 5倍 的弹长 ， 直径为 2 O倍的弹径的圆柱体 。其 中， 前场计算 区域为 5倍弹 长 ， 后场区域为 1 0倍弹长。划分网格时采用多种网格 技术 ， 网格数在 1 5 O万～1 8 0万之间。 2仿真 分析 在舵偏角 a 一0 。 ， 攻角 为 0 。 、 2 。 、 4 。 、 6 。 、 8 。 ， 马赫数 Ma为 0 ． 5 ～6间变化时 ， 分析火箭靶 弹的气动参数随 攻角、 马赫数 的变化规律。 2 ． 1 阻力 系数 图 3为不同攻角下全弹阻力系数随马赫数的变化 曲线， 图 4为不同攻角下弹加尾翼和全弹的阻力 系数 随马赫数 的变化曲线 。 由图 3可以看出， 在同一攻角下， 全弹的阻力系数 随马赫数的增大先增大 ， 在马赫数 为 1 ． 2附近达到最 大值 ， 之后又随马赫数 的增大而减小 ， 这主要是 因为在 跨音速附近， 弹体、 舵 面和尾翼都将产生激波[ 5 ] ， 各部 收稿 日期 2 O l 5 0 4 2 8 ；修订 日期 2 o 1 5 1 2 2 2 作者简介 程登华 1 9 8 8 一 ，男 ，四川峨边人 ，在读 硕士研 究生 ，研 究方 向武器 系统动力学仿真 。 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 1 0 2 机 械 工 程 与自 动 化 2 0 1 6年第 2 期 分附加的激波阻力使全弹的阻力迅速增大 ， 当速度继 续增加时 ， 激波 向斜激 波过渡 ， 使 得波阻开 始有所下 降 ， 从而使全弹阻力 系数开始降低 ； 在小攻角范 围内， 随攻角 的增大 ， 攻角引起 的诱导阻力也随着增大， 使得 全弹阻力系数也随之增加 。由图 4可知 ， 弹加尾翼与 全弹的阻力系数随马赫数的变化规律基本相同 ， 在不 同攻角下 ， 全弹的阻力 系数都大于弹加尾翼 的阻力 系 数 ， 这是由舵面产生附加的阻力引起的 ； 在小攻角条件 下， 随着攻角的增加， 舵面引起 的诱导阻力 随之增大 ， 弹加尾翼的阻力系数与全弹的阻力系数之间的差距也 越来越大 。 2 ． 2 升 力 系数 图 5为 不 同攻 角 下全 弹 的升 力系数 随 马赫数 的变 0 0- 饕 o ． ‘0 0． O ．5 l I 5 2． 5 3 ． 5 4． 5 5 ．5 6． 5 马赫数 a 攻角 O 。 化曲线 当攻角为 0 。 时 ， 升力系数基本为零 ， 所 以此处 不做考虑 ； 图 6为攻角 3 _--4 。 时弹加尾翼和全弹的升 力系数随马赫数的变化 曲线对 比。 O． 8 O ． 7 0 ． 4 岛 0 ． 3 O． 2 O ．1 O． 图 3不同攻角下全弹 阻力系数 随马赫数 的变化曲线 马赫数 b 攻角 6 4 。 O． 0． 0． O． O． O． O． 马赫数 c 攻角 8 。 图 4不 同 攻 角 下 弹 加 尾 翼 和 全 弹 阻 力 系 数 对 比 曲线 由图 5可以看出， 在不同攻角下 ， 全弹的升力系数 由图 7可以看出 ， 不 同攻角下 ， 全弹的俯仰力矩系 随马赫数的变化规律相 同， 呈现先增加后减小的变化 数随马赫数 的变化规律相 同， 其绝对值整体都呈现减 趋势 ， 在跨音速区域附近达到最大值 ； 另外 ， 在 同一马 小 的变化趋势 ， 随着 马赫数 的增加 ， 减小趋势变缓 ； 在 赫数下 ， 随着攻角的增 大， 全弹升力 系数也随之增大 ， 跨音速区域俯仰力矩系数出现波动 ， 其波动 的幅度随 这是由于攻角的存在将引起弹箭上下表面的压力分布 攻角的增大而增大 ， 这与跨音速区激波的不稳定和弹 不对称 ， 而这种不对称 随着攻角 的增大而增大。由图 头对舵片的激波影响随攻角变化等因素有关。由图 8 6可知， 弹加尾翼与全弹 的升力系数随马赫数的变化 可以看出， 弹加尾翼 与全弹 的俯仰力矩 系数随马赫数 规律相 同， 在相 同攻角下， 全弹的升力系数比弹加尾翼 的变化规律基本相 同， 只是在跨音速段的变化规律有 的升力系数整体要大 这说明舵片的存在可 以增加全 所不同； 弹加尾翼的俯仰力矩系数绝对值整体 比全弹 弹 的升力 ， 为火箭 靶弹 滑翔飞行 提供平衡 重力 的升 的系数大 ， 这是 因为舵面在火箭靶弹的质心之前 ， 提供 力 ， 这个差值在跨音 速范围 内比超音速范 围内要更 的俯仰力矩为正值 ， 是使攻角增大 ， 而尾翼弹的俯仰力 大 ， 这与跨音速范围内激波的变化有关 。 矩系数为负值 ， 是使攻角减小 。 R 图 5不 1谣 图 6 一4 。 时弹加尾翼和全弹升力 系数对 比曲线 2 ． 3俯仰 力矩 系数 图 7为不同攻角下全弹的俯仰力矩系数随马赫数 的变化曲线 当攻角为 0 。 时 ， 俯仰力矩系数基本为零 ， 所 以此处不做考虑 ； 图 8为攻角 一4 。 时弹加尾翼 和 全弹的俯仰力矩系数随马赫数的变化曲线对 比。 图 8 3 --4 。 时弹加尾翼和全弹俯仰力矩 系数对 比曲线 3 流 场 的压 力分布 图 9 、 图 1 0为 a O 。 、 马赫数为 1 ． 5时无舵和有舵 火箭靶弹在弹体纵向平面内的压力分布云图。 由图 9 、 图 1 O可知 ， 无舵 弹体的上下 区域流场分 布出现不对称 ， 上边 区域 的压力明显 比下边 区域的压 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m