基于微氣泡的巡飛彈翼展氣動特性仿真與分析

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)

微致動器(Microactuator)是一類能夠產(chǎn)生和執(zhí)行動作的微機(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)動機(jī)構(gòu)。在微機(jī)械系統(tǒng)的研究中，微致動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，并能使整個微機(jī)械系統(tǒng)正常運(yùn)行。目前，微致動器主要廣泛應(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的特點(diǎn)，利用微氣泡致動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)對三角翼飛行器動態(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)制作的微氣泡致動器對彈體氣動力的影響控制。微氣泡致動器根據(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)微氣泡致動器同時位于強(qiáng)渦流區(qū)和弱渦流區(qū)并處于工作狀態(tài)時，可以在適當(dāng)條件下削弱由氣流引起的側(cè)向偏移；當(dāng)微氣泡致動器只在強(qiáng)渦流區(qū)工作時，氣泡鼓起會對氣流邊界層產(chǎn)生影響，并導(dǎo)致邊界層上的分離渦提前分離；當(dāng)微氣泡致動器只在弱渦流區(qū)工作時，氣泡鼓起會使氣泡區(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器安裝在巡飛彈機(jī)翼上表面，當(dāng)不需要微氣泡工作時，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，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)式而是用多個點(diǎn)的數(shù)值表示函數(shù)的方法，利用科學(xué)計算機(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]。

通過對巡飛彈特性及外形的精確選擇，可以對巡飛彈基本形態(tài)(狀態(tài)1)進(jìn)行建模，為研究氣泡對巡飛彈的影響，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)

對模型進(jìn)行網(wǎng)格的劃分是計算流體力學(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，首先對巡飛彈流體域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，然后劃分整個流場的計算域，并將其劃分為多個子區(qū)域，同時需要確定每個子區(qū)域的節(jié)點(diǎn)，這樣可以將巡飛彈的計算域變?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、渦輪機(jī)設(shè)計等方向，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)置求解器的時候選擇密度基隱式計算函數(shù)方法，可以加快收斂速度，同時選取適合非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的Green-Gause Node Based計算方法[5]。并選取適用于空氣動力學(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 氣動特性結(jié)果分析

2.1 阻力系數(shù)對比分析

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°攻角相對稱。

由圖3(a)可知，當(dāng)Ma=0.7時，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，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??；當(dāng)攻角為8°和大于12°時，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，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，狀態(tài)1 的阻力系數(shù)最小，而當(dāng)攻角為正時，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，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，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，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，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)這一項來說，巡飛彈在超音速情況下飛行時，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)對比分析

側(cè)滑角為0°時不同馬赫數(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，升力系數(shù)隨攻角的增加而上升。當(dāng)攻角小于0°時各個狀態(tài)升力系數(shù)相差不大；當(dāng)攻角大于0°時，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，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，氣泡未鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)1)時的升力系數(shù)先隨攻角的增大而升高，到攻角為12°時隨攻角增加而降低，則當(dāng)攻角達(dá)到12°左右時，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，氣泡未鼓起到自然態(tài)(狀態(tài)1)時先隨攻角的增加而上升，當(dāng)攻角達(dá)到12°時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，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，各個狀態(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°時與狀態(tài)1、2相差不大，但當(dāng)攻角小于8°時，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 升阻比對比分析

側(cè)滑角為0°時不同馬赫數(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，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，狀態(tài)1的升阻比要比其他兩種狀態(tài)??；當(dāng)Ma=0.9時，狀態(tài)1的升阻比在攻角小于12°時要比其他兩種狀態(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，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，各個狀態(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產(chǎn)生一個低壓區(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產(chǎn)生一個低壓區(qū)[9]。在1.5馬赫下機(jī)翼前緣會產(chǎn)生較大壓力的激波，但在0.9馬赫下機(jī)翼前緣會產(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3種基于氣泡的巡飛彈翼展的氣動特性仿真，繪制出不同狀態(tài)氣動特性系數(shù)的變化曲線，得知各狀態(tài)的氣動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，由阻力系數(shù)變化曲線可知，當(dāng)速度為0.9Ma，攻角為12°時，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，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間，在一定程度上提高巡飛彈的失速攻角。