1、西安航空职业学院毕业论文一种轴对称布局制导炸弹尾翼优化设计数值仿真分析姓 名： 专 业： 航空电子 班 级： 完成日期： 指导教师: 摘 要本文根据某轴对称布局制导炸弹在大攻角状态下航向不稳定现象，使用 CFD-FASTRAN 软件开展了其尾翼组件的优化设计，并对优化方案进行了流体有限元仿真计算，获取了相关气动参数，根据计算结果，分析对比了优化尾翼组件的气动特性。研究表明增加尾舵舵盒优化方案能够增大全弹航向失稳攻角，提高航向稳定性，满足优化目标。该项研究为进一步尾翼组件优化设计提供了依据。 关键词 尾翼组件；航向稳定；气动特性；优化设计0 引言随着模块化设计思想的发展，通过对无制导航空炸弹尾部
2、加装一套风修正弹药尾翼组件，能够实现对无制导航空炸弹的风修改装，有效拓展了航弹的投弹空域。利用该尾翼组件可实时修正下落过程中风的干扰，极大提高了全弹高空投放时的子弹药散布中心落点精度。由于在某轴对称气动布局制导炸弹加装尾翼组件后，发现全弹在大攻角状态下航向不稳定，需要改进尾翼组件。本文旨在通过优化尾翼组件的气动外形并采用 CFD 流体计算软件 CFD-FASTRAN 计算来解决全弹在大攻角状态下航向静不稳定的问题。1 湍流模型目前 CFD-FASTRAN 中有 7 种湍流模型，包括三个两方程模型、三个一方程模型、一个代数即零方程模型。其中 DES 和 DDES 模型分别为脱体涡模拟和延迟脱体涡
3、模拟，这两种湍流模型在近物面区采用雷诺平均方法，在其它区域采用大涡模拟方法，兼具前者计算量小和后者能模拟大分离湍流流动的优势。此模型可以精确计算近场的压力脉动，从而可以耦合其它软件用于求解气动噪声等问题。剩下五种湍流模型常常应用于工程计算。 其中，带壁面函数的 k- 湍流模型所增加的两个参数即湍动能 k 和耗散率 （外流场计算情况）和k- 湍流模型所需要输入的参数比耗散率 计算公式如下： 2)01.(Uklam49.k式中， 为来流速度； 为来流密度； 为来流的动力粘性系数。Ulam湍流一般分为三类：自由剪切湍流、附着边界层湍流、分离湍流。B-L 模型可以很好的模拟附着边界层湍流，但是不适合大
4、分离湍流流动和自由剪切湍流，往往用于高速无大分离流动计算；S-A 模型对附着边界层模拟效果同零方程模型相似，另外对自由剪切湍流计算精度较好，往往应用于传热计算；k-照片尺寸为20mm*30mm；最好不用红色背景湍流模型历史悠久，有很多种衍生模式，k- 湍流模型对自由剪切湍流、附着边界层湍流和适度的分离湍流都有着较高的计算精度。综述所述，本文采用 k- 湍流模型进行仿真计算。2 尾翼优化方案设计某轴对称气动布局制导炸弹的原始方案如图 1 所示。由于加装尾翼组件后，全弹在大攻角状态下出现航向不稳定问题，分析该问题产生的原因如下：a.原始方案尾部收缩段过短且收缩角过大，可能导致产生了负升力和负力矩；
5、b.尾翼组件的后掠角偏小导致波阻较大且临界马赫数的提前；c.尾翼部件的缝隙过大，加剧了迎面绕流的扰动，使绕流在该区域加速、升温、增压，空气粘性亦被改变，引起了气动力的急剧变化。图 1 原始方案尾翼外形图综合分析某轴对称气动布局制导炸弹航向不稳定问题的原因，本文设计了三种尾翼优化方案并选取最优尾翼优化方案。三种尾翼优化方案分别是：a.平滑并收缩尾部组件；b.增大尾翼后掠角 5；c.增加并优化尾翼翼盒。三种尾翼组件优化方案的外形图分别如图 24 所示。图 2 平滑并收缩尾部外形图图 3 增大尾翼后掠角 5外形图图 4 增加并优化尾翼翼盒外形图 3 数值仿真计算3.1 建立结构化网格模型本文使用 C
6、FD 方法对轴对称布局尾翼优化气动外形进行流体有限元仿真计算，该方法采用有限控制体积法计算流体力学问题，首先要使用网格生成技术对轴对称布局尾翼优化气动外形进行结构化网格划分，外流场域宽度为全弹展长约 10 倍，长度为全弹长的 15 倍，弹体位于外流场域的中后部，计算网格单元总数为 1023761，对弹体尾部和尾翼位置进行了网格加密，提高计算精度，优化尾翼网格加密处与外流场结构化网格如图 5、图 6 所示。图 5 轴对称布局尾翼优化气动外形结构化网格图图 6 外流场网格图3.3 计算结果与分析首先，对该炸弹原始外形和该炸弹初始原形的美国 CBU-103 制导子母炸弹进行 CFD-FASTRAN
7、计算仿真，获取气动参数，同时与该炸弹吹风试验数据进行对比分析，马赫数 Ma=0.6 时仿真计算与吹风试验的数据对比如图 710 所示。图 7 Ma=0.6 时 CFD-FASTRAN 计算与吹风试验 cxt 对比图图 8 Ma=0.6 时 CFD-FASTRAN 计算与吹风试验 cyt 对比图图 9 Ma=0.6 时 CFD-FASTRAN 计算与吹风试验 mzt 对比图图 10 Ma=0.6 时 CFD-FASTRAN 计算与吹风试验 my 对比图图 710 所示仿真计算与吹风试验数据对比，力系数 cxt 和 cyt 误差小于 5%，且仿真计算与吹风试验气动力参数变化趋势一致，力矩系数 mz
8、 在小攻角范围内误差在 5%左右，大攻角范围内误差在 15%左右，仿真计算与吹风试验气动力矩参数变化趋势一致。CFD-FASTRAN 仿真计算力矩系数在大攻角状态易出现附面层分离效应对计算精度有一定影响，但其力矩变化量 my 的变化趋势与吹风试验相同，由此可知仿真计算与吹风试验数据基本一致，计算精度较高、气动力与气动力矩参数变化趋势一致，所以通过 CFD-FASTRAN 仿真计算进行气动外形优化设计计算精度较高、计算结果可信。三种尾翼优化方案与原始方案和美国 CBU-103 方案的气动参数 my 对比如图 1114 所示。图 11 Ma=0.6 时多种尾翼组件方案 cxt 对比图图 12 Ma
9、=0.6 时多种尾翼组件方案 cyt 对比图图 13 Ma=0.6 时多种尾翼组件方案 my 对比图图 14 Ma=0.7 时多种尾翼组件方案 my 对比图由图 1114 可知，增大 5后掠角方案和增加并优化尾舵舵盒方案与原始方案轴向力系数 cxt 相近；三种优化方案均与原始方案升力系数 cyt 相近。平滑尾部收缩方案与增大尾舵后掠角 5方案均使全弹航向稳定性进一步降低，而增加并优化尾舵舵盒方案与美国 CBU-103 方案均增加全弹航向稳定性，同时尾舵翼盒增加面积越大，全弹航向稳定性越高，且增加并优化尾舵舵盒方案使全弹航向失稳攻角由 10 度增加到 14 度。所以增加尾舵翼盒方案为最优方案，该
10、优化方案可增加全弹大攻角航向稳定性。4 结论本文通过数值计算对比与分析了三种尾翼组件优化方案、原始方案和美国 CBU-103 方案，得到以下结论：（1）CFD-FASTRAN 仿真计算与吹风试验数据相比力系数 cxt 和 cyt 误差小于 5%，力矩系数 mzt 在小攻角范围内误差在 5%左右，大攻角范围内误差在 15%左右力矩变化量 my 的变化趋势与吹风试验相同，CFD-FASTRAN 仿真计算与吹风试验气动力矩参数变化趋势一致。所以通过 CFD-FASTRAN 仿真计算进行气动外形优化设计计算精度较高、计算结果可信。（2）通过三种优化方案、原始方案和美国 CBU-103 方案 CFD-F
11、ASTRAN 仿真计算参数 my 对比并考虑作战指标可知，增加优化尾舵翼盒方案能够提高全弹航向稳定性，满足优化目标。参考文献1. Juansethi Ramss Ibarra Medina. Development and application of a CFD model of laser metal depositionD. the University of Manchester, 20122. Wendt, J.F.Computational fluid dynamics: an introduction. 3rd ed.M. Springer-Verlag. Berlin.2009
12、.3. Esi-Group, CFD-ACE+ V2010.0 User manualM. ESI Group: Huntsville, 2010.4. Bourdin, E., Fauchais, P., and Boulos, M., Transient heat conduction under plasma conditions. J International Journal of Heat and Mass Transfer, 1983.26(4): 567-582.致谢在论文完成之际，我要特别感谢我的指导老师 XX 老师的热情关怀和悉心指导。在我撰写论文的过程中，X 老师倾注了大量的心血和汗水，无论是在论文的选题、构思和资料的收集方面，还是在论文的研究方法以及成文定稿方面，我都得到了 X 老师悉心细致的教诲和无私的帮助，特别是他广博的学识、深厚的学术素养、严谨的治学精神和一丝不苟的工作作风使我终生受益，在此表示真诚地感谢和深深的谢意。在论文的写作过程中，也得到了许多同学的宝贵建议，同时还到许多在工作过程中许多同事的支持和帮助，在此一并致以诚挚的谢意。感谢所有关心、支持、帮助过我的良师益友。
