巡飛彈的翼型選擇及氣動特性分析*

陶迎迎，郝永平，袁　備，李曙光，謝天祥，李東輝（1　沈陽理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，沈陽　110159；2　沈陽理工大學(xué)兵器科學(xué)技術(shù)研究中心，沈陽　110159）

巡飛彈的翼型選擇及氣動特性分析*

陶迎迎1，2，郝永平1，2，袁備1，2，李曙光1，2，謝天祥1，2，李東輝1，2
（1沈陽理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，沈陽110159；2沈陽理工大學(xué)兵器科學(xué)技術(shù)研究中心，沈陽110159）

彈翼為巡飛彈提供大部分升力，為了研究選擇高升力、高升阻比翼型的方法。利用CAD技術(shù)建立了3類圓頭尖尾翼型的二維模型，運(yùn)用GAMBIT進(jìn)行網(wǎng)格劃分，利用FLUENT軟件進(jìn)行動力學(xué)仿真，采集空氣動力學(xué)數(shù)據(jù)對阻力系數(shù)、升力系數(shù)和升阻比進(jìn)行了比較，對曲線存在的特殊點(diǎn)著重分析。結(jié)果表明，在滿足高升力、高升阻比和飛行穩(wěn)定的基礎(chǔ)上，選擇翼型FX-63-137為巡飛彈的最佳翼型。

翼型；阻力系數(shù)；升力系數(shù)；升阻比

0　引言

縱觀軍事科技現(xiàn)狀，未來主戰(zhàn)場必將是高度信息化的戰(zhàn)場，巡飛彈作為無人機(jī)與彈藥技術(shù)有機(jī)結(jié)合的信息化武器，它不僅能夠?qū)硨?shí)施精確、有效的打擊，還能夠承擔(dān)戰(zhàn)場偵察監(jiān)視、戰(zhàn)斗毀傷評估、通信以及無線電中繼等單一或多項(xiàng)任務(wù)，必將成為彈藥發(fā)展的重要趨勢［1-2］。巡飛彈是一種能在目標(biāo)區(qū)上方進(jìn)行“巡弋飛行”，“待機(jī)”執(zhí)行多種作戰(zhàn)任務(wù)的新概念彈藥，長航時(shí)等高巡飛是其實(shí)現(xiàn)偵察和智能攻擊作戰(zhàn)使命的前提［2-3］。所謂“巡飛”是指全彈用氣動升力支撐其質(zhì)量，靠發(fā)動機(jī)推動克服前進(jìn)阻力，來實(shí)現(xiàn)近乎恒速等高狀態(tài)飛行，以完成偵察監(jiān)視等任務(wù)。為達(dá)到這個要求，設(shè)計(jì)出具有高升力、高升阻比的翼型就顯得尤其重要。

1　翼型的建模

在巡飛彈的各種飛行狀態(tài)下，彈翼是其承受升力的主要部件，直接影響巡飛彈的氣動性能和飛行品質(zhì)。而彈翼的主要特性取決于翼型，翼型的選擇對巡飛彈的氣動性能具有決定性的影響。由于巡飛彈巡飛時(shí)速度較低，受結(jié)構(gòu)的影響研究出高升力綜合性能比較好的翼型是本課題追求的目標(biāo)。翼型有千萬種型號，每種型號形狀各異，共有四大類：對稱型、雙凸型、平凸型、凹凸型。凹凸型升力比較大，但下表面內(nèi)凹，不便制造，一般不用。因厚度對翼型的影響也比較大，所以文中選擇了形狀為圓頭尖尾型且厚度相差不大的對稱型naca0015（圖1）、雙凸型naca4415（圖2）、平凸型FX-63-137（圖3）進(jìn)行比較，并選出最佳翼型。

采集數(shù)據(jù)利用CAD軟件分別構(gòu)造翼型如圖1～圖3所示。

圖1　翼型naca0015

圖2　翼型naca4415

圖3　翼型FX-63-137

2　空氣動力學(xué)分析

文中針對3類不同翼型分別進(jìn)行網(wǎng)格劃分，F(xiàn)LUENT仿真，提取數(shù)據(jù)繪制阻力系數(shù)、升力系數(shù)、升阻比曲線圖進(jìn)行直觀的比較。

2.1網(wǎng)格生成

網(wǎng)格劃分是計(jì)算流體力學(xué)的基礎(chǔ)，網(wǎng)格質(zhì)量往往決定著模擬的成敗或收斂的快慢，直接影響到氣動數(shù)值模擬的計(jì)算精度［4］。文中網(wǎng)格采用全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)為50 000，數(shù)值模擬計(jì)算條件為：

1）攻角為α=0°；

2）馬赫數(shù)為Ma=0.1，0.2，0.3，0.4，0.5，0.6，0.7；

3）側(cè)滑角β=0°。

2.2不同翼型阻力系數(shù)

阻力系數(shù)是描述氣動特性的重要因素之一，選擇翼型研究阻力系數(shù)是至關(guān)重要的，如圖4描述3種翼型阻力系數(shù)（Cd）隨Ma的變化曲線。

圖4　不同翼型的阻力系數(shù)曲線

由圖4可以得出如下結(jié)論：

1）在同一Ma下Fx-63-137的阻力系數(shù)最大，其次是naca0015，naca4415最小。

亞音速下阻力系數(shù)：

式中：ζFx-63-137＞ζnaca0015＞ζnaca4415。

綜合計(jì)算可得以上結(jié)論。

根據(jù)渦流的形成原理［5］，流速一定最大斷面變化越急，漩渦區(qū)越大，渦阻也越大。

圖5　翼型Fx-63-137上表面激波

2）3種翼型的阻力系數(shù)都隨Ma的增大而增大。

3）只有Fx-63-137在Ma=0.7時(shí)阻力系數(shù)突然增大。

在Ma＜0.6時(shí)的總阻只是摩阻和底阻之和，幾乎和空氣彈性無關(guān)，隨Ma變化并不明顯，但當(dāng)Ma＞0.6主要由Ma決定，因?yàn)榇藭r(shí)可能就能出現(xiàn)局部激波，如圖4翼型Fx-63-137在Ma=0.7時(shí)出現(xiàn)了激波導(dǎo)致阻力迅速上升。

2.3不同翼型升力系數(shù)

升力系數(shù)對翼型選擇具有決定性的影響，所以比較不同翼型的升力系數(shù)隨Ma的變化是至關(guān)重要的，見圖6所示。

由圖6可以得出以下結(jié)論：

1）在同一Ma下Fx-63-137的升力系數(shù)最大，其次是naca4415，naca0015最小。

圖6　不同翼型的升力系數(shù)

升力來源于翼型的上下表面氣流的速度差產(chǎn)生的壓力差，文中列舉了同一攻角與Ma下不同翼型的上下表面的壓力系數(shù)分布線圖，如圖7～圖9。其中naca0015是對稱翼型，上下表面壓力系數(shù)分布線重合，升力為零。這是因?yàn)闅饬餮厣舷卤砻媪鬟^兩股氣流，上表面上凸程度越大流管變得越細(xì)流速越快，壓力越低。而翼型下表面流管變得越粗，彎度越大流速越慢，壓力也越大，所以產(chǎn)生的壓力差也越大。

圖7　翼型Fx-63-137上下表面的壓力系數(shù)分布線圖

圖8　翼型naca0015上下表面的壓力系數(shù)分布線圖

圖9　翼型naca4415上下表面的壓力系數(shù)分布線圖

2）3種翼型的升力系數(shù)都隨Ma的增大而增大。

如圖10所示是翼型Fx-63-137在Ma=0.5時(shí)的上下表面的壓力系數(shù)分布圖，和圖7在Ma=0.3相比可以得出圖9的壓力差更大，產(chǎn)生更大的升力。根據(jù)伯努利方程：

當(dāng)速度增大時(shí)，壓強(qiáng)減小，上表面減小的速率比下表面快，所以壓力差變大，升力增大。

圖10　翼型Fx-63-137在Ma=0.5時(shí)上下表面的壓力系數(shù)分布線圖

3）只有Fx-63-137在Ma=0.7時(shí)升力系數(shù)降低。

由于激波的存在，當(dāng)氣流經(jīng)過激波之后，阻力加大，流速突然下降，壓強(qiáng)變大，壓力差變小，升力也變?。?］，如圖11所示。

圖11　翼型Fx-63-137在Ma=0.7時(shí)上下表面的壓力系數(shù)分布線圖

2.4不同翼型的升阻比

升阻比即飛行器在某一飛行狀態(tài)下的升力與阻力的比值。此值越大說明飛行器的空氣動力性能越好，是選擇翼型的重要參數(shù)之一。

如圖12所示，3種翼型的升阻比可以直觀的得出翼型Fx-63-137的升阻比最大。為了更一目了然的比較出其3種翼型的差異，給出了3種翼型升力系數(shù)和升阻比隨Ma的比值如表1、表2所示。

圖12　不同翼型的升阻比

表1　升力系數(shù)的比值

表2　升阻比的比值

3　結(jié)論

文中通過對3種不同類翼型的比較大致可以看出：對稱翼型中弧線和翼弦重合，在所有翼型中的阻力是最小的，零攻角下升力系數(shù)也比較低，升阻比較其它翼型也比較低；平凸型翼型上弧線凸出而下弧線除前緣外幾乎趨于直線，總體而言，其性能中規(guī)中矩，甚至差強(qiáng)人意，但其工藝性好，便于大量生產(chǎn)，但對于巡飛彈翼型這一特殊翼型而言，可以根據(jù)它的特性來看并不理想；雙凸型中弧線彎曲較大可以獲得較大的升阻比，氣動性能優(yōu)越。

在以上的仿真實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上可以得出：選翼型時(shí)，主要找出中弧線，再觀察弧線兩旁厚度分布的情況，中弧線彎曲的程度確定了翼型的特性，弧度越大升力系數(shù)、升阻比就越大。所以巡飛彈翼型Fx-63-137升力系數(shù)和升阻比與其他兩種翼型相比要大得多，選出翼型Fx-63-137為最佳翼型，為之后巡飛彈整體的氣動仿真分析奠定了動力基礎(chǔ)。

［1］楊藝.空中主宰者：國外陸軍巡飛彈發(fā)展［J］.現(xiàn)代兵器，2007（8）：22-24.

［2］郭美芳，彭翠枝.巡飛彈：一種巡弋待機(jī)的新型彈藥［J］.現(xiàn)代軍事，2006（4）：49-52.

［3］紀(jì)秀玲，何光林.管式發(fā)射巡飛彈的氣動特點(diǎn)和設(shè)計(jì)［J］.北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2008，15（1）：51-54.

［4］魏明，王華.巡飛器無舵偏情況下的氣動數(shù)值分析［J］.飛行力學(xué)，2010，28（2）：60-62.

［5］ 韓子鵬.彈箭外彈道學(xué)［M］.北京：北京理工大學(xué)出版社，2008：26-30.

［6］于勇，張俊明，姜連田.FLUENT入門與進(jìn)程教程［M］.北京：北京理工大學(xué)出版社，2008：55-76.

Airfoil Selection and Aerodynamic Characteristic Analysis of Loitering Munitions

TAO Yingying1，2，HAO Yongping1，2，YUAN Bei1，2，LI Shuguang1，2，XIE Tianxiang1，2，LI Donghui1，2
（1School of Equipment Engineering，Shenyang Ligong University，Shenyang 110159，China；2Research Center for Ordnance Science and Technology，Shenyang Ligong University，Shenyang 110159，China）

Loitering munitions with aerodynamic surfaces includes wings and rudders，the wings are the main components which provide lift force.In order to research airfoils which have high lift force and high lift-drag ratio，three different two-dimensional models which have circular head and pointed tail were established by using CAD Technology，the models were meshed by using GAMBIT software.Then，dynamics simulation was made by FLUENT software，comparison was made among drag coefficient，lift coefficient and lift-drag ratio，the special points of date were stressed.The result shows that the FX-63-137 airfoil is more favorable in high lift force，high lift-drag ratio and stable flight.

airfoil；drag coefficient；lift coefficient；lift-drag ratio

TJ760.35

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.032

2015-03-13

陶迎迎（1990-），女，山東菏澤人，碩士研究生，研究方向：氣動力仿真分析。