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基于微氣泡的巡飛彈翼展氣動(dòng)特性仿真與分析

2020-03-23 12:21邵偉平郝永平裴乙橦
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年2期
關(guān)鍵詞:馬赫數(shù)攻角升力

邵偉平,孫 林,郝永平,裴乙橦,姬 曼

(沈陽理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,沈陽 110159)

微致動(dòng)器(Microactuator)是一類能夠產(chǎn)生和執(zhí)行動(dòng)作的微機(jī)械元件或裝置的總稱,又被稱為微執(zhí)行機(jī)構(gòu)或微驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。在微機(jī)械系統(tǒng)的研究中,微致動(dòng)器是非常重要的一部分,它的主要作用是通過一些物理原理將其他形式的能量轉(zhuǎn)化為機(jī)械能,并能使整個(gè)微機(jī)械系統(tǒng)正常運(yùn)行。目前,微致動(dòng)器主要廣泛應(yīng)用于國防、醫(yī)學(xué)、生物、航空航天等領(lǐng)域。

美國加州大學(xué)洛杉磯分校的研究人員率先提出微氣泡致動(dòng)器的想法,并將其安裝在機(jī)翼表面上,并結(jié)合三角翼周圍氣流流動(dòng)的特點(diǎn),利用微氣泡致動(dòng)器來控制和操縱翼面上的邊界層,從而能夠進(jìn)一步來實(shí)現(xiàn)對(duì)三角翼飛行器動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)矩控制,并初步取得較理想的實(shí)驗(yàn)結(jié)果[1]。在我國,陸鵬舉教授和呂宗行教授討論和研究了采用微模擬技術(shù)制作的微氣泡致動(dòng)器對(duì)彈體氣動(dòng)力的影響控制。微氣泡致動(dòng)器根據(jù)彈性體的幾何形狀附著在彈性體的表面上,以高壓氣源作為動(dòng)力來源,在預(yù)定情況下為微泡充氣,并做了相關(guān)實(shí)驗(yàn),并得出結(jié)論:當(dāng)微氣泡致動(dòng)器同時(shí)位于強(qiáng)渦流區(qū)和弱渦流區(qū)并處于工作狀態(tài)時(shí),可以在適當(dāng)條件下削弱由氣流引起的側(cè)向偏移;當(dāng)微氣泡致動(dòng)器只在強(qiáng)渦流區(qū)工作時(shí),氣泡鼓起會(huì)對(duì)氣流邊界層產(chǎn)生影響,并導(dǎo)致邊界層上的分離渦提前分離;當(dāng)微氣泡致動(dòng)器只在弱渦流區(qū)工作時(shí),氣泡鼓起會(huì)使氣泡區(qū)域形成剪切層,并產(chǎn)生較大的剪切力,加大弱渦流區(qū)的渦流強(qiáng)度[2]。

本研究將氣泡型微致動(dòng)器安裝在巡飛彈機(jī)翼上表面,當(dāng)不需要微氣泡工作時(shí),氣泡不鼓起且與機(jī)翼上表面平齊;當(dāng)需要微氣泡工作時(shí),巡飛彈內(nèi)部氣缸給氣泡充氣,使其鼓起變形,從而達(dá)到對(duì)氣流產(chǎn)生影響并干擾打破機(jī)翼上表面原有邊界層的作用。

1 模型建立及計(jì)算網(wǎng)格的生成

數(shù)值模擬分析方法是一種不用具體的函數(shù)表達(dá)式而是用多個(gè)點(diǎn)的數(shù)值表示函數(shù)的方法,利用科學(xué)計(jì)算機(jī)來求解建立的數(shù)學(xué)模型的近似解。將數(shù)值模擬分析方法與CFD(Computational Fluid Dynamics——計(jì)算流體力學(xué))相結(jié)合,解決各種離散化的數(shù)學(xué)模型,同時(shí)模擬分析處于復(fù)雜環(huán)境中的流體力學(xué)問題[3]。

通過對(duì)巡飛彈特性及外形的精確選擇,可以對(duì)巡飛彈基本形態(tài)(狀態(tài)1)進(jìn)行建模,為研究氣泡對(duì)巡飛彈的影響,本研究將在巡飛彈的基本形態(tài)的基礎(chǔ)上,選取翼面上表面氣泡完全鼓起為狀態(tài)2;選取右側(cè)翼面上表面氣泡完全鼓起,但左側(cè)翼面氣泡未鼓起為狀態(tài)3,如圖1所示。

圖1 翼型狀態(tài)

對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格的劃分是計(jì)算流體力學(xué)的第一步,網(wǎng)格質(zhì)量通常決定了模擬的效果或收斂速度,直接涉及氣動(dòng)數(shù)值模擬的仿真精度。本研究網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,為盡量使仿真結(jié)果誤差較小,采用的是密度較大的網(wǎng)格,壓力進(jìn)口邊界與壓力出口邊界都是無窮遠(yuǎn),且無滑移壁面[4]。通過使用Gambit軟件,首先對(duì)巡飛彈流體域進(jìn)行網(wǎng)格劃分,然后劃分整個(gè)流場的計(jì)算域,并將其劃分為多個(gè)子區(qū)域,同時(shí)需要確定每個(gè)子區(qū)域的節(jié)點(diǎn),這樣可以將巡飛彈的計(jì)算域變?yōu)槎鄬?,使得網(wǎng)格的質(zhì)量得到提高,如圖2所示。在網(wǎng)格分布設(shè)置方面需要以巡飛彈為中心網(wǎng)格以一定的比值由密集變?yōu)橄∈?,可以提高巡飛彈所受的升力、阻力以及力矩值的精度。

圖2 流體計(jì)算域及網(wǎng)格生成示意圖

Fluent是目前國際上比較流行的商用CFD軟件包,凡是和流體熱傳遞和化學(xué)反應(yīng)等有關(guān)的工業(yè)均可使用,并廣泛應(yīng)用于航空航天、汽車設(shè)計(jì)、渦輪機(jī)設(shè)計(jì)等方向,所以采用Fluent進(jìn)行模擬仿真,并進(jìn)行相關(guān)參數(shù)設(shè)置:在設(shè)置求解器的時(shí)候選擇密度基隱式計(jì)算函數(shù)方法,可以加快收斂速度,同時(shí)選取適合非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的Green-Gause Node Based計(jì)算方法[5]。并選取適用于空氣動(dòng)力學(xué)的湍流模型——Spalar-Allmaras模型為湍流模型。控制器的松弛系數(shù)為0.3,庫朗數(shù)為2,通量方法為Roe-Fds,迎風(fēng)格式為二階迎風(fēng)式。

2 氣動(dòng)特性結(jié)果分析

2.1 阻力系數(shù)對(duì)比分析

狀態(tài)1為巡飛彈基本飛行狀態(tài);狀態(tài)2為微氣泡全鼓起狀態(tài);狀態(tài)3是右側(cè)微氣泡全鼓起,左側(cè)氣泡未鼓起。

首先分析側(cè)滑角為0°時(shí)不同馬赫數(shù)下不同狀態(tài)的阻力系數(shù),得到阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線如圖3所示[6]。在同一馬赫數(shù)下,巡飛彈的阻力系數(shù)的分布圖大致以0°攻角相對(duì)稱。

由圖3(a)可知,當(dāng)Ma=0.7時(shí),巡飛彈的阻力系數(shù)先是隨攻角的增加而減小,然后隨攻角的增加而增大。在攻角為-4°~12°之間時(shí),狀態(tài)1的阻力系數(shù)要比其余兩種大11.7%~22.8%,且狀態(tài)3的阻力系數(shù)最小;當(dāng)攻角為8°和大于12°時(shí),3種狀態(tài)的阻力系數(shù)幾乎持平。

由圖3(b)當(dāng)Ma=0.9時(shí),在負(fù)攻角段,飛行器的阻力系數(shù)先是隨攻角的增加而減小,到達(dá)正攻角階段隨攻角的增加而增大。當(dāng)巡飛彈飛行攻角為負(fù)時(shí),狀態(tài)1 的阻力系數(shù)最小,而當(dāng)攻角為正時(shí),狀態(tài)1的阻力系數(shù)反而比其他兩種狀態(tài)大,最大可比狀態(tài)2高23%;狀態(tài)3的阻力系數(shù)始終處于狀態(tài)1和狀態(tài)2之間。

由圖3(c)當(dāng)Ma=1.5時(shí),在狀態(tài)1、2、3情況下,飛行器的阻力系數(shù)先隨攻角的增加而減少。在攻角小于4°時(shí),狀態(tài)1的阻力系數(shù)最小,能比狀態(tài)3低 15%左右;當(dāng)攻角大于4°時(shí),三種狀態(tài)的阻力系數(shù)幾乎一致。

由圖3(d)當(dāng)Ma=3.0時(shí),依舊狀態(tài)1的阻力系數(shù)最小,狀態(tài)2的阻力系數(shù)最大;也就是說明就阻力系數(shù)這一項(xiàng)來說,巡飛彈在超音速情況下飛行時(shí),氣泡不但不能減小阻力系數(shù),反而增加12%~30%。

圖3 狀態(tài)1、2、3在不同馬赫數(shù)下的阻力系數(shù)曲線

2.2 升力系數(shù)對(duì)比分析

側(cè)滑角為0°時(shí)不同馬赫數(shù)下不同狀態(tài)的升力系數(shù)隨攻角的變化曲線如圖4所示。以下對(duì)不同馬赫數(shù)下的升力系數(shù)變化規(guī)律逐一分析。

由圖4(a)可知,當(dāng)Ma=0.7時(shí),升力系數(shù)隨攻角的增加而上升。當(dāng)攻角小于0°時(shí)各個(gè)狀態(tài)升力系數(shù)相差不大;當(dāng)攻角大于0°時(shí),狀態(tài)3的升力系數(shù)最大,而狀態(tài)1的升力系數(shù)最小,當(dāng)攻角為8°時(shí),狀態(tài)3所提高的升力系數(shù)最大,為27%。

由圖4(b)可知,當(dāng)Ma=0.9時(shí),氣泡未鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)1)時(shí)的升力系數(shù)先隨攻角的增大而升高,到攻角為12°時(shí)隨攻角增加而降低,則當(dāng)攻角達(dá)到12°左右時(shí),該狀態(tài)達(dá)到失速,12°攻角也就被稱為失速攻角;而氣泡鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)2、3)時(shí)的升力系數(shù)在攻角為20°內(nèi)一直是隨攻角的增加而升高,且狀態(tài)3的升力系數(shù)在任何狀態(tài)下都比其他兩種狀態(tài)高[7]。

由圖4(c)可知,當(dāng)Ma=1.5時(shí),氣泡未鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)1)時(shí)先隨攻角的增加而上升,當(dāng)攻角達(dá)到12°時(shí)隨攻角的增加而降低,此攻角為失速攻角。而氣泡鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)2、3)時(shí),升力系數(shù)一直是隨攻角的增加而升高,在仿真攻角內(nèi),并未達(dá)到失速狀態(tài),表明氣泡可以調(diào)整翼面繞流,從而提高了此飛行器的失速攻角。此外,狀態(tài)2、狀態(tài)3在同一攻角下的升力系數(shù)幾乎相等。

由圖4(d)可知,當(dāng)Ma=3.0時(shí),各個(gè)狀態(tài)的升力系數(shù)隨攻角的增加而上升,狀態(tài)1和狀態(tài)2的升力系數(shù)相差不大,狀態(tài)3的升力系數(shù)在攻角大于8°時(shí)與狀態(tài)1、2相差不大,但當(dāng)攻角小于8°時(shí),狀態(tài)3的升力系數(shù)要比其他兩種狀態(tài)大。

圖4 不同馬赫數(shù)下的升力系數(shù)曲線

2.3 升阻比對(duì)比分析

側(cè)滑角為0°時(shí)不同馬赫數(shù)下不同狀態(tài)的升阻比隨攻角的變化曲線如圖5所示。以下對(duì)不同馬赫數(shù)下的升阻比變化規(guī)律逐一分析[8]。

圖5 不同馬赫數(shù)下的升阻比曲線

當(dāng)Ma=0.7和0.9時(shí),升阻比的變化趨勢大體上相似,且都是先隨攻角的增加而增加,達(dá)到一定攻角后逐漸降低。當(dāng)Ma=0.7時(shí),狀態(tài)1的升阻比要比其他兩種狀態(tài)??;當(dāng)Ma=0.9時(shí),狀態(tài)1的升阻比在攻角小于12°時(shí)要比其他兩種狀態(tài)大,而當(dāng)攻角超過12°之后,狀態(tài)1的阻力系數(shù)反而要小于另外兩種狀態(tài);當(dāng)Ma=1.5時(shí),狀態(tài)1的升阻比先隨攻角的增大而增大,但達(dá)到一定攻角時(shí)隨攻角的增大而減小,而狀態(tài)2、3的升阻比一直隨攻角的增加而升高;當(dāng)Ma=3.0時(shí),各個(gè)狀態(tài)的升阻比均隨攻角的增加而升高。

3 巡飛彈翼面截面壓力分布云圖及分布曲線

3.1 不同狀態(tài)下的飛行器翼面截面壓力分布

圖6為狀態(tài)1、2、3在α=0°、β=0°、0.9Ma條件下的飛行器翼面截面壓力分布云圖及壓力分布曲線。

由圖6可知,在馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角相同的情況下,機(jī)翼上氣泡鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)2、3)時(shí)的壓力差要大于氣泡未鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)1)。狀態(tài)1情況下,機(jī)翼上下表面壓力相差不大;狀態(tài)2和狀態(tài)3情況下,機(jī)翼下表面的壓力要遠(yuǎn)高于上表面的壓力。在狀態(tài)2、3的云圖上可知,機(jī)翼上表面氣泡后面會(huì)產(chǎn)生一個(gè)低壓區(qū)。

3.2 不同馬赫下的飛行器翼面截面壓力分布

圖7為狀態(tài)2在α=0°、β=0°不同馬赫條件下的飛行器翼面截面壓力分布云圖及壓力分布曲線。

由圖7可知,在相同狀態(tài)、同一側(cè)滑角、同一攻角的情況下,1.5馬赫的壓力要遠(yuǎn)大于0.9馬赫下的壓力,但是上下翼面的壓力差相差不多,在機(jī)翼上表面氣泡后面會(huì)產(chǎn)生一個(gè)低壓區(qū)[9]。在1.5馬赫下機(jī)翼前緣會(huì)產(chǎn)生較大壓力的激波,但在0.9馬赫下機(jī)翼前緣會(huì)產(chǎn)生很大面積的高壓區(qū)。

圖7 不同馬赫下飛行器翼面截面壓力分布云圖及壓力分布曲線

4 結(jié)論

對(duì)3種基于氣泡的巡飛彈翼展的氣動(dòng)特性仿真,繪制出不同狀態(tài)氣動(dòng)特性系數(shù)的變化曲線,得知各狀態(tài)的氣動(dòng)特性變化趨勢雖大致相同,當(dāng)氣泡完全鼓起到自然狀態(tài)時(shí),由阻力系數(shù)變化曲線可知,當(dāng)速度為0.9Ma,攻角為12°時(shí),阻力系數(shù)可降低23%;由升力系數(shù)變化曲線可知,當(dāng)攻角大于12°時(shí),氣泡型巡飛彈的升力系數(shù)比普通型巡飛彈高;由云圖可知,氣泡的鼓起能延緩氣流分離泡的分離時(shí)間,在一定程度上提高巡飛彈的失速攻角。

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