FLUENT弧形翼弹超声速流动数值模拟(2)
3.2 弧形翼—身组合体超声速下的流场特性研究 14
3.2.1 零攻角下的流场结构分析 14
3.2.2 有攻角下的流场结构分析 17
3.3 弧形翼—身组合体超声速气动力计算 23
结论 . 29
致谢 . 31
参考文献 . 32 1 绪论 弧形翼（WAF：Wrap-Around Fins）出现于上世纪五十年代，近二十年来，在战术火箭和导弹上，弧形翼作为稳定装置，得到了越来越广泛的运用。在发射管内，弧形翼围绕弹身包覆，发射瞬间翼片弹开，成为安定面，呈圆弧状。外形布局包括无尾式布局、正常式布局、鸭式布局等[1]。弧形翼技术提高了空间利用率，增加了武器系统的可靠性和精度[2]，便于运输文护。 1.1 课题研究目的及意义 21世纪，高超声速在武器系统上的应用成为武器装备发展的里程碑，武器的高超声速化使得其不同于常规武器，革新了武器的设计思想理论、武器系统结构以及作战模式，高超声速武器将在未来战争中发挥极其重要的作用。其最本质的特点是飞行速度高，高超声速可以显著提高武器的突防能力和杀伤威力。高超声速攻击和防御武器系统的研制已经成为新的热点，各国均把其列为武器系统优先发展的重点方向。 弧形翼结构广泛运用于战术武器，为了适应高超声速这一新的发展趋势，有必要对弧形翼弹进行超声速情况下气动特性的深入研究。 1.2 弧形翼的空气动力学特性 在空气动力学特性上，弧形翼与一般平直翼有着很大的差别[2]。其在零攻角零安装角情况下存在着自诱导转动力矩，在亚声速和超声速情况下转动力矩方向不同：亚声速飞行时，弧面法向力指向曲率中心；超声速飞行时，弧面法向力背向曲率中心。其换向马赫数在马赫1 左右，且转动力矩受翼型、攻角和马赫数等因素的影响。弧形翼弹飞行过程中需要对其滚转通道加以稳定，因此计算转动力矩的准确性直接影响飞行器的稳定性和控制系统的设计。并且，由于自诱导转动力矩一般较小，接近于弹体的固有频率，容易诱发滚转共振，为此需要研究清楚其自诱导转动力矩的形成机理，才能加以控制[3]。有攻角的情况下弧形翼弹飞行时，由于弧形翼流场的不对称性，还会形成偏航力矩。 1.3 国内外研究状况 1.3.1 国外弧形翼的研究情况 上世纪50年代国外开始研究弧形翼。H.J.Gauzza利用风洞对弧形翼进行了试验研究。70年代初，美、英、加、澳等国成立了一个国家技术协作小组，分工研究弧形翼，发表了一系列关于弧形翼气动特性的报告，全面总结了弧形翼的空气动力学特性[3,4]。 1976年， E.F.Lucero[5]研究了两种布局下弧形翼在高亚声速来流下气动力情况。1981年，W.Sawyer，W.Monta[6]借助某种采用弧形翼的巡航导弹进行了超声速试验，证明了弧形翼曲率对自诱导转动力矩的影响。1983年，William D.Washington[7]试验研究了弧形翼-梯形翼布局的导弹，发现了弧形翼后流场的涡流现象。1987年，Andrew B.Wardlaw Jr[3,8]等人对超声速弧形翼弹进行了数值计算研究。1992年，G.L.Abate、G.L.Winchenbach、William Riner[9]等人对弧形翼进行了数值模拟。该研究模拟了弧形翼弹的飞行状况，以及弧形翼附近的流场特点。1997年，C.P.Tilmann[10]等人进行了特定条件下单个弧形翼的流场计算，说明了粘性对弧形翼自诱导转动力矩的影响。1999年，Thomas C.McIntyre[3,11]等人进行了弧形翼导弹的飞行试验，发现弧形翼弹的自诱导转动力矩随着马赫数的增大而减小。2004年，J.Morote和G.Linao[12]进行了140mm弧形翼火箭弹的飞行试验，通过改变展弦后掠角获得了试验的成功。 1.3.2 国内弧形翼的研究情况 国内对弧形翼的研究比国外晚30年，由开始的风洞试验发展到后来的数值模拟。最开始由苗瑞生[13]等人对弧形翼的气动力特性进行了风洞试验研究[3]，成功运用了涡格镜像法。 1988年，吴甲生[14]等人进行了弧形翼身组合体自诱导转动特性的风洞试验，证明了自诱导转动力矩产生的原因是弧形翼凹凸面的压力差。1995年，为了便于弧形翼的工程应用，李小光[15]总结了其强度的计算方法。1999年，鞠玉涛[2,3]应用高精度隐式TVD格式完成了弧形翼-身组合体的湍流流场研究，并对弧形翼自诱导转动力矩的形成机理进行了分析。2002年，宋旭民[3,16]等对零攻角下标准TTCP弧形翼弹进行了数值计算研究。2005年，刘巍[17]利用CFD软件计算并研究分析了跨声速下某TTCP标准弧形翼-身组合体的流场和静态气动特性。2008年，郑健[18]通过对超声速下的弧形翼进行数值模拟，分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。 1.3.3 弧形翼的数值模拟研究情况 弧形翼的研究重点在于其独特的气动力特性，其主要研究手段有：理论研究、风洞实验和数值模拟。理论上研究弧形翼的气动力特性难度比较大，因此实验研究比理论研究要深入，取得的成果相对更多。上世纪70年代，国外开展了对弧形翼的实验研究，获得了大量的实验数据，但是实验研究也存在明显的限制，成本高，外部干扰难以排除，试验条件要求高，因而难以深入研究。80年代末，计算机技术的飞速发展推动了计算流体力学的进步，逐步采用数值计算研究弧形翼，取得了许多重要的成果，对弧形翼的研究得以深入发展。 数值模拟是研究空气动力学的重要方法， 通过数值模拟可以获得飞行器绕流的流场分布、气动特性参数和气动加热过程，给飞行器的设计研究带来了极大的便利，同时具有周期短、成本低、风险小的优势。但是，数值计算不能完全取代实验研究和理论分析，数值模拟的结果需要经过实验的验证。 1.4 本文主要内容 根据弧形翼的空气动力学特性，本文通过数值模拟方法研究了超声速来流下弧形翼-身组合体的流场结构以及气动特性，着重分析了来流马赫数和攻角变化对弧形翼气动参数的影响。本文的工作内容包括以下方面： （1） 完成标准TTCP弧形翼-身组合体几何建模。根据实际研究需要，利用三文建模软件绘制出弧形翼-身组合体的三文模型 （2） 完成标准TTCP弧形翼-身组合体超声速绕流流场建模。根据绘制好的弧形翼-身组合体模型，进行外流场的网格划分，加以改进，生成满足计算需要的高质量网格 （3） 完成标准TTCP弧形翼-身组合体超声速绕流流场的计算和结果处理分析。对完成的弧形翼-身组合体模型进行超声速下的数值模拟，得到其流场结构和气动参数。对零攻角下弧形翼自诱导转动力矩的机理进行分析，以及马赫数、攻角对弧形翼气动参数的影响。 通过这三个方面的研究，可以获得弧形翼-身组合体超声速下的流场结构和空气动力学参数，为弧形翼的设计提供理论方面的支持。