兵器装备工程学报

强地效环境下有翼火箭橇侧翼气动特性研究

分类:主编推荐 发布时间:2018-12-23 17:38 访问量:1045

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    Citation format :ZHANG Chuanxia,LYU Shuiyan,XIE Botao,et al.Study on Aerodynamic Characteristics of the Wing of Winged Rocket Sled Under Strong Ground Effect          Environment[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2018,39(9):89-92.

    本文引用格式 : 张传侠,吕水燕,谢波涛,等.强地效环境下有翼火箭橇侧翼气动特性研究[J].兵器装备工程学报,2018,39(9):89-92.


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   作者简介 : 张传侠(1986—),男,助理研究员,硕士研究生,主要从事火箭橇试验CFD计算研究。


强地效环境下有翼火箭橇侧翼气动特性研究

张传侠,吕水燕,谢波涛,王宝林

(中国兵器工业试验测试研究院, 陕西 华阴 714200)

摘要 : 为了研究强地效环境下超音速有翼火箭橇侧翼气动特性,采用非结构网格求解可压缩雷诺平均N-S方程模拟了有翼火箭橇侧翼气动绕流情况,通过有无地面效应、侧翼攻角变化、侧翼连接位置变化等工况条件下侧翼气动特性结果对比,给出了多种工况条件下侧翼气动特性规律;结果表明:强地效环境下有翼火箭橇侧翼气动升力变化剧烈,增幅约41%;侧翼攻角在-6°~6°,气动升力逐渐增加,气动阻力逐渐减小,升阻比先减小后增大;侧翼连接位置的变化气动特性总体上表现并不敏感。

关键词 : 地面效应;超音速;火箭橇;侧翼;气动特性


Study on Aerodynamic Characteristics of the Wing of Winged Rocket Sled Under Strong Ground Effect Environment

ZHANG Chuanxia, LYU Shuiyan, XIE Botao, WANG Baolin

(Test and Measuring Academy of China Ordnance Industries, Huayin 714200, China)

Abstract : The supersonic aerodynamic characteristics with strong ground effect of winged rocket sled was studied. In order to simulate the flow phenomena around the rocket sled wing, unstructured mesh and compressible Reynolds-Mean Navier-Stokes equations were used. The aerodynamic characteristics of flow field under various condition is obtained, which contained the presence and absence of ground effect, the change of the wing angle of attack, the change of the wing’s position and so on. The result shows that: (1) Aerodynamic lift increased dramatically in ground effect condition, with an increase of 41%; (2) In -6°~6° degrees of attack, the lift gradually increases, the drag gradually decreases, and the lift drag ratio decreases first and then increases; (3) The aerodynamic characteristics of wing connection position is not obvious.

Key words : ground effect; supersonic; rocket sled; wing; aerodynamic characteristics


地面效应 [1-2] 是一种使飞行器诱导阻力减小,同时能获得比空中飞行更高升阻比的流体力学效应,当飞行器贴地飞行时,飞行器体上下表面压力差增加,升力急剧增加。低速地面效应主要是由于地面影响导致下表面压力提高而升力增加,展向绕翼梢的下洗气流受地面阻挡减小了机翼下洗;而超音速地面效应主要由于复杂的激波反射、激波-激波干扰、激波-边界层干扰等影响而造成气动力及力矩剧烈变化,特别是复杂模型的贴地飞行器地面效应问题更加突出。针对简单模型的地面效应问题,国外主要通过风洞实验和地面火箭橇试验的手段研究,而对于超音速复杂模型的地面效应研究主要依靠数值模拟计算方法。

火箭橇试验 [3-4] 是介于风洞实验与飞行试验之间的一种以火箭发动机为动力,沿专用轨道滑行来模拟被试品或部件需要的速度、过载、力学环境等参数的贴地飞行试验。较飞行器高空飞行相比,有翼火箭橇贴地高速滑行且结构外形复杂,受到地面效应的影响更加强烈,侧翼气动特性将会剧烈变化。于是,有翼火箭橇的侧翼不仅要充分借助机翼升力原理,而且要合理利用地面效应优势,使之能够持续提供气动压力或升力,提高主体橇在轨高速运行的稳定性。因此,针对有翼火箭橇的侧翼有必要开展强地效环境下的气动特性研究。

基于国外超音速火箭橇复杂结构模型地面效应CFD研究方法 [5] ,本文针对强地效环境下超音速有翼火箭橇侧翼气动特性变化情况,采用滑移壁面模拟地面相对运动边界条件,通过数值模拟的方法对有无地面效应、侧翼攻角变化、侧翼连接位置变化等工况条件侧翼气动特性开展研究,寻找多种工况条件下侧翼气动特性影响规律,为强地效环境下有翼火箭橇侧翼优化设计提供理论依据。


1 计算模型

计算模型 [6] (图1)以有翼火箭橇结构设计标准模型为研究对象,该标准模型由主体橇、侧翼、发动机及滑靴等结构部件组成;侧翼为超音速常用尖前缘三角翼型沿展向拉伸生成;翼根与主体橇连接,起到支撑主体橇作用,以提高在轨高速运行稳定性;翼尖与滑靴连接。

具体研究如下内容:

1) 侧翼绕坐标原点(以 轴为转轴)旋转-6°、-3°、3°、6°,研究侧翼攻角姿态变化对气动特性的影响情况;

2) 侧翼绕翼尖前缘顶点(以 轴为转轴)向上偏转5°、向下偏转5°,研究侧翼与主体橇连接位置上下偏移对气动特性的影响情况;

3) 侧翼翼根连接位置前移300 mm、后移300 mm,研究侧翼与主体橇连接位置前后变化对气动特性的影响情况。

采用ICEM软件建立数值计算远场边界,并对计算区域进行非结构四面体网格生成,计算区域选择直径约为40倍侧翼展长的半圆柱体,且圆柱高度约为70倍侧翼平均气动弦长,网格拓扑节点数约180万,网格单元规模约1 000万。为了更加详尽的捕捉计算模型侧翼附近、侧翼与地面轨道系统之间及侧翼与主体橇拐角区的流动特征,对于侧翼及拐角区附近采用局部网格加密处理,特别是侧翼尖锐前缘与后缘线进行线节点加密处理。计算模型网格如图2所示。

图1 计算模型

图2 计算模型网格


2 计算方法 [7-10]

本文采用非结构网格求解可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,对计算模型附近流动进行数值模拟计算,湍流模型选择SST两方程,湍流动能采用高阶迎风格式离散。

进出口边界条件:流场入口设定速度进口边界条件给定速度、相对压力与温度,流场出口设定压力出口边界条件给定压力。

壁面边界条件:计算模型表面与压力远场为壁面边界,模型表面设定为固壁绝热无滑移边界(No Slip Wall),远场设定自由滑移边界(Free Slip Wall)。

地面轨道系统设定固定速度滑移边界以模拟火箭橇计算模型与地面轨道系统之间的相对运动。

流场入口速度680 m/s,温度设定为288.15 K,大气压强设定为101 325 Pa。

自由状态(模拟标准计算模型无地面效应工况),地面试验状态(模拟标准计算模型有地面效应工况),侧翼攻角及连接位置变化均为地面试验状态。


3 计算结果对比分析

为验证计算方法的可靠性 [11] ,本文选取超音速菱形翼型沿展向拉伸1 m的三维机翼模型为验证对象,在马赫数为2.0、雷诺数250万(基于平均气动弦长1 m)状态下进行数值模拟,对比了机翼攻角为0°时,机翼任意一截面菱形翼型的压力系数分布。图3给出了机翼表面采用本文计算方法所计算压力系数分布与理论计算结果,从菱形翼型压力系数分布的对比可以看出,数值计算结果与理论计算结果吻合较好,验证了本文计算方法的可靠性。

图3 本文计算方法压力系数分布结果与理论计算结果

1) 有无地面效应侧翼气动特性研究

为了研究有无地面效应工况条件下,有翼火箭橇侧翼气动力的变化情况,表1给出了有翼火箭橇侧翼自由状态(无地面效应)与地面试验状态(有地面效应)工况条件下气动升力与气动阻力的数据。从表中数据可以看出有无地面效应工况条件下,侧翼气动阻力基本没有变化;气动升力变化较大,且表现为气动下压力,较无地面效应相比,气动升力增加41%。

表1 自由状态与地面试验状态侧翼气动力

为了更加详细的描述有无地面效应工况条件下有翼火箭橇侧翼展向截面压力系数分布及侧翼上下翼面的流动变化情况,图4给出了侧翼表面展向50%处翼型无地面效应状态与有地面效应状态压力系数分布曲线,图5给出了无地面效应状态与有地面效应状态侧翼上下翼面压力云图。从图4、图5可以看出有无地面效应条件下侧翼上翼面气动压力基本没有变化;下翼面变化较大,呈现出受强地面效应影响后气动压力明显增大(负压变为正压),增幅接近80%,且翼根下翼面附近受地面激波反射及主体橇气动绕流影响,拐角区流动更加复杂,气动压力变化更为剧烈。

图4 侧翼表面展向50%处翼型有无地效状态压力系数分布曲线

图5 有无地效状态侧翼上下翼面压力云图

2) 侧翼攻角变化气动特性研究

为了研究强地效环境下有翼火箭橇侧翼攻角变化对其气动特性的影响情况,图6给出了地面试验状态下不同攻角姿态侧翼的气动升力与气动阻力系数曲线。从图6数据可以看出随着侧翼攻角变大,气动升力不断增加(从-6°下压力变为6°上升力),气动阻力不断变小,并且气动升力变化比气动阻力变化更为剧烈;侧翼升阻比绝对值表现为先减小后增大。

3) 侧翼连接位置变化气动特性研究

为了研究强地效环境下有翼火箭橇侧翼与主体橇连接位置变化对侧翼气动特性的影响,图7给出了地面试验状态侧翼上下位置变化气动升力与气动阻力系数变化曲线,图8给出了地面试验状态侧翼前后位置变化气动升力与气动阻力系数变化曲线。从图7、图8可以看出,侧翼上下位置的变化对气动升力有一定的影响,表现为随着侧翼翼根位置的上偏气动升力(下压力)逐渐减小,且位置向上变化比向下变化气动升力变化幅度大;侧翼前后位置的变化对其气动力基本没有影响,即侧翼气动特性对前后位置的变化不敏感。

图6 地面试验状态下不同攻角姿态侧翼的气动力系数曲线

图7 地面试验状态侧翼上下位置变化气动力系数变化曲线

图8 地面试验状态侧翼前后位置变化气动力系数曲线


4 结论

1) 基于强地面效应环境下侧翼翼型气动特性变化剧烈;2) 通过设计合理的超音速有翼火箭橇侧翼翼型及结构布置形式,可充分利用地面效应优势,有效避免强地效激波反射作用,为火箭橇提供足够大小的气动升力或压力,提高火箭橇在轨高速运行过程中的稳定性。

参考文献:

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