基于CSD/CFD舵面氣動力流固耦合仿真分析

徐琳　梁建　段麗華　王春艷

摘要：? ? ? 空空導彈空氣舵面與氣動力存在流固耦合作用。 采用ANSYS Workbench 14.5對空氣舵面與氣動力進行了流固耦合仿真分析， 研究了攻角和馬赫數(shù)對舵面振動位移的影響。 研究表明， 舵面振動位移頻率受攻角和馬赫數(shù)的影響較小， 舵面振動位移幅值隨攻角和馬赫數(shù)的增大而增大， 并呈非線性關(guān)系。 低馬赫數(shù)范圍內(nèi)， 飛行速度的變化對舵面振動位移的影響更為明顯。 攻角為30°， 馬赫數(shù)為3時， 舵面振動位移曲線更趨向于等幅振動， 舵面趨向于顫振臨界狀態(tài)。

關(guān)鍵詞：? ? ?空空導彈; 流固耦合; 攻角; 馬赫數(shù); 顫振; 舵面

中圖分類號：? ? ? TJ765.4文獻標識碼：? ? A文章編號：? ? ?1673-5048（2020）02-0047-06

0引言

舵機作為導彈飛控系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)， 依靠舵面產(chǎn)生的空氣動力及氣動力矩控制彈體， 使導彈按需要的彈道飛行。 導彈高速飛行過程中舵面與氣流發(fā)生強耦合作用， 高速氣流作用于舵面產(chǎn)生激振力可導致舵面變形， 舵面的彈性變形又影響舵表面載荷及分布。 因此， 研究導彈舵面與氣流的耦合作用對于揭示舵系統(tǒng)動態(tài)特性具有重要意義。

采用CSD/CFD方法可真實地模擬流固耦合運動情況， 并準確求解顫振問題[1-2]。 對風機葉輪進行流固耦合仿真分析， 進而減小應力集中和葉片風阻， 從而提高葉輪工作效率[3]。 在推力矢量控制系統(tǒng)設計過程中， 研究燃氣舵多場耦合作用， 有助于分析燃氣舵氣動顫振特性[4-5]。 研究高壓氣體與轉(zhuǎn)子間的耦合作用， 得出氣流激振成為影響機組安全穩(wěn)定運行的重大威脅之一[6]。 飛行器高超聲速飛行時， 多場耦合作用更為明顯， 飛行器的結(jié)構(gòu)固有頻率在氣動力和氣動加熱綜合作用下可發(fā)生改變[7]。 研究導彈彈體熱-流-固耦合作用可改進彈體熱防護結(jié)構(gòu)， 有效提高導彈氣動熱防護性能[8]。 攻角和來流速度對葉片穩(wěn)定性影響較大， 采用流固耦合研究發(fā)動機葉片振動位移響應可預測顫振點[9-10]。 由此可見， 對飛行器進行多物理場耦合研究， 能更真實地模擬和分析飛行器真實工作狀態(tài)， 提高飛行器設計水平。

空空導彈作為現(xiàn)代空戰(zhàn)中重要的精確制導武器， 減小氣動阻力和提高機動性是重要的設計指標之一。 航空、 航天技術(shù)的深入發(fā)展， 多物理場耦合仿真已成為導彈總體方案設計階段的重要環(huán)節(jié)， 經(jīng)仿真分析可有效避開“顫振”臨界點， 優(yōu)化氣動外形， 提高機動性能等[11-14]。 采用流固耦合方法可預測出大展弦比制導炸彈運用柔性翼氣動特性的優(yōu)勢[15]。 采用二維計算模型亦可較靈活地研究三維模型問題[16]。 因此， 本文采用CSD/CFD方法從攻角和飛行速度兩個方面對空空導彈空氣舵面與氣動力的耦合作用開展研究。

1舵面流固耦合仿真建模

為真實反映導彈飛行過程中舵面的工作情況， 需同時考慮氣動和結(jié)構(gòu)兩方面相互作用影響， 即進行雙向流固耦合計算。 動網(wǎng)格技術(shù)和插值方法成為耦合場求解的關(guān)鍵。

1.1幾何建模

本文選取某空空導彈空氣舵面為研究對象， 對其彈性變形與氣動力展開流固耦合仿真分析。 由于空氣舵面圍繞彈體圓周均勻?qū)ΨQ布置， 故選取單個舵面進行仿真分析建模， 忽略舵面圓角處對仿真結(jié)果的影響， 幾何模型如圖1所示。 為減少仿真計算量， 提高計算效率， 本文未考慮相鄰舵面間氣流擾動造成的相互影響。 建立舵面周圍包絡區(qū)域為流體計算域， 尺寸為200 mm×200 mm×400 mm， 計算域模型關(guān)于面對稱， 模型通過轉(zhuǎn)動舵面角度從而改變飛行攻角， 舵面流體計算域幾何模型如圖2所示。

1.3邊界條件設置

空氣舵面壁面絕熱無滑移， 入流邊界為速度入口邊界， 出流邊界為自由出流， 舵面壁面邊界為壁面絕熱無滑移， 不考慮摩擦等因素， 壓力遠場條件為遠場壓力與環(huán)境壓力相等， 采用標準大氣相應高度下的參數(shù)[17]。 流體計算域邊界條件設置如圖3所示。

1.4流固耦合計算方法

采用ANSYS Workbench 14.5作為耦合平臺來傳遞流場壓力載荷和結(jié)構(gòu)位移數(shù)據(jù)， 進行雙向流固耦合仿真計算。 空氣舵面結(jié)構(gòu)響應計算采用Transient Structural （ANSYS）進行瞬態(tài)結(jié)構(gòu)強度分析， 流體計算域采用Fluid Flow （CFX）進行全三維非定常流場數(shù)值仿真。 流固耦合計算求解流程如圖4所示。

流體計算域采用Standard k-ε湍流模型， 流場的非定常計算和結(jié)構(gòu)瞬態(tài)分析采用相同的時間步長， 具體時間步長設定需考慮來流速度、 動網(wǎng)格重構(gòu)以及模型仿真計算耗時。

每個時間步求解過程中， 舵面彈性位移使周圍流場結(jié)構(gòu)發(fā)生變化， CFD網(wǎng)格跟隨舵面壁面邊界適應至新位置， 本文計算時使用CFX軟件設置動網(wǎng)格進行網(wǎng)格重構(gòu)。 計算過程中， 耦合交界面上的網(wǎng)格節(jié)點位移變化通過舵面彈性位移進行插值得到。 為避免網(wǎng)格變形嚴重， 導致網(wǎng)格質(zhì)量下降， 影響計算精度， 舵面周圍附近流場網(wǎng)格節(jié)點也要相應的產(chǎn)生位移。 每次流場進行迭代計算前， 通過求解網(wǎng)格位移方程得到節(jié)點位移變化量， 進而更新網(wǎng)格節(jié)點坐標值， 形成新的流場網(wǎng)格[2]。 動網(wǎng)格重構(gòu)過程如圖5所示。

1.5仿真計算網(wǎng)格模型

舵面材料選用不銹鋼， 流體介質(zhì)為空氣。 定義除舵面固定軸根部以外的其他表面為流固耦合交界面， 該交界面上接受來自空氣流場的壓力數(shù)據(jù)， 同時向流場傳遞結(jié)構(gòu)位移數(shù)據(jù)。 由于空氣舵面表面為流固耦合交界面， 模型網(wǎng)格劃分時需對舵面模型局部區(qū)域網(wǎng)格適當加密， 確保動網(wǎng)格順利重構(gòu)。 空氣舵面網(wǎng)格模型、 流體計算域網(wǎng)格模型分別如圖6～7所示。

[4] 劉玉磊. 燃氣舵流固耦合傳熱數(shù)值分析 [J]. 航空兵器， 2013（3）： 41-43.

Liu Yulei. Heat Transmission Numerical Analysis for TVC FluidSolid Coupling [J]. Aero Weaponry， 2013 （3）： 41-43. （in Chinese）

[5] 荊志偉， 吳志剛， 楊超. 帶有燃氣舵的導彈舵面顫振分析方法 [J]. 北京航空航天大學學報， 2010， 36（8）： 991-995.

Jing Zhiwei， Wu Zhigang， Yang Chao. Rudder Flutter Analysis Method of Missile with Jet Vane [J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics， 2010， 36 （8）： 991-995. （in Chinese）

[6] 吳文健， 應光耀， 魏晨， 等. 氣流激振與轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的流固耦合計算 [J]. 浙江電力， 2017， 36（1）： 43-46.

Wu Wenjian， Ying Guangyao， Wei Chen， et al. FluidStructure Interaction Computation of Airstream Excitation and Rotor System[J]. Zhejiang Electric Power， 2017， 36（1）： 43-46. （in Chinese）

[7] 高揚. 基于多場耦合方法的高超聲速翼面氣動熱彈性分析 [D]. 南京： 南京航空航天大學， 2012.

Gao Yang. Analysis of Aerthermoelastic Bahavior of Hypersonic Wing Based on MultiField Coupled Method [D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2012. （in Chinese）

[8] Xu Shinan， Wu Cuisheng. Numerical Simulation on Hypersonic Missile of Integrated Thermal Protection Structure [C]∥International Conference on Physics， Mathematic， Statistics， Modeling and Simulation， 2018： 155-161.

[9] 張瑞琴， 翁建生. 基于流固耦合的葉片顫振分析 [J]. 計算機仿真， 2011， 28（3）： 48-51.

Zhang Ruiqin， Weng Jiansheng. Blade Flutter Analysis Based on Fluid Solid Coupling [J]. Computer Simulation， 2011， 28（3）： 48-51.（in Chinese）

[10] 張瑞琴. 基于流固耦合的葉片氣動彈性分析 [D]. 南京： 南京航空航天大學， 2009.

Zhang Ruiqin. Blade Aeroelasticity Analysis Based on Fluid Solid Coupling [D]. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2009. （in Chinese）

[11] 劉萬剛， 葉正寅， 張偉偉. 發(fā)動機斜噴流對某導彈氣動特性影響研究 [J]. 彈箭與制導學報， 2017， 37（4）： 101-105.

Liu Wangang， Ye Zhengyin， Zhang Weiwei. Study on the Effects of Oblique Jet of Engine on the Aerodynamic Characteristics of a Missile [J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2017， 37（4）： 101-105. （in Chinese）

[12] 張偉偉. 基于CFD技術(shù)的高效氣動彈性分析方法研究 [D]. 西安： 西北工業(yè)大學， 2006.

Zhang Weiwei. Efficient Analysis for Aeroelasticity Based on Computational Fluid Dynamics [D]. Xian： Northwestern Polytechnical University， 2006. （in Chinese）

[13] 崔鵬， 韓景龍. 基于CFD/CSD的非線性氣動彈性分析方法 [J]. 航空學報， 2010， 31（3）： 480-486.

Cui Peng， Han Jinglong. Investigation of Nonlinear Aeroelastic Analysis Using CFD/CSD [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2010， 31（3）： 480-486. （in Chinese）

[14] 梁建， 王春艷， 段麗華， 等. 電動舵機剛?cè)狁詈蟿恿W仿真研究 [J]. 航空兵器， 2019， 26（5）： 77-82.

Liang Jian， Wang Chunyan， Duan Lihua， et al. RigidFlexible Coupling Kinetic Simulation Study on the Electromechanical Actuator [J]. Aero Weaponry， 2019， 26（5）： 77-82. （in Chinese）

[15] 鄭永乾， 郭銳， 劉榮忠. 小直徑制導炸彈翼片的流固耦合仿真分析 [J]. 兵工自動化， 2016， 35（2）： 66-71.

Zheng Yongqian， Guo Rui， Liu Rongzhong. FluidSolid Coupling Simulation Analysis of Wings of Small Diameter Guided Munitions [J]. Ordnance Industry Automation， 2016， 35（2）： 66-71. （in Chinese）

[16] Rusakov S V， Shuvaev N V. Numerical Modeling of Gas Flow Around Oscillating Compressor Blades[J]. Fluid Dynamics， 2011， 46（4）： 665-671.

[17] 莫展， 白濤濤， 郭顏紅. 帶燃氣舵的固體火箭發(fā)動機尾流仿真 [J]. 彈箭與制導學報， 2011， 31（2）： 120-122.

Mo Zhan， Bai Taotao， Guo Yanhong. Numerical Analysis of Plume Field for SRM with Gas Vane [J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2011， 31（2）： 120-122. （in Chinese）

Abstract： There is fluid solid coupling effect between the aerodynamic force and the air rudder surface of airtoair missile. ANSYS Workbench 14.5 is used to simulate this fluid solid coupling effect， and the influence of attack angle and Mach number on the vibration displacement of the rudder surface are studied. The simulation results show that， the frequency on the vibration displacement of the rudder surface is less affected by the angle of attack and Mach number， and the amplitude of the vibration displacement of the rudder surface increases with the increase of the attack angle and Mach number， which is nonlinear change. In the low Mach number range， the influence of the change of the flight speed on the vibration displacement of the rudder surface is more obvious. When the angle of attack is 30° and the Mach number is 3， the vibration displacement of rudder surface tends to the equal amplitude vibration and the rudder surface tends to the flutter critical state.

Key words： airto air missile; fluid solid coupling; angle of attack; Mach number; flutter; rudder surface