1、1西安航空职业学院毕业论文导弹拉起过程气动特性数值仿真研究姓 名： 专 业： 航空电子 班 级： 完成日期： 指导教师: 摘 要：采用基于结构重叠网格数值方法对大长细比导弹从平飞状态拉起至大攻角状态的非定常流场进行数值仿真，并将仿真结果与若干固定攻角状态的静态计算结果对比分析，发现两种情况下的结果存在明显差异，静态的横向结果偏大，动态的纵向结果偏大。结果表明在导弹的工程研制中，气动设计应充分考虑动静结合的设计方式，以期达到最优效果。关键词： 结构重叠网格，数值仿真，非定常流场，工程研制0 引 言战术导弹的控制系统及其他分系统的设计，传统主要以静态气动力试验数据作为设计输入。战术导弹有时根据战术
2、要求需要作大攻角的快速拉起机动，因而需要考察快速机动拉起过程中，非定常效应对气动力的影响，从而有效评估基于静态气动力设计的可靠性，并对非定常效应影响较大的气动力的控制作出必要的修正，为风洞试验方案及其他相关分系统提供设计参考。目前国内采用非定常气动力数值计算方法仍集中于翼型及机翼部件的研究，而关于战术导弹非定常气动力的计算尚不多见，本文采用动态结构重叠网格方法结合刚体运动方程对NACA0012翼型振荡进行数值验证计算，在验证本数值方法有效性的基础上，开展了导弹拉起非定常数值仿真研究。1 数值仿真方法1.1 动态结构重叠网格导弹快速拉起过程为动态非定常过程，采用结构重叠网格 1,2结合运动方程的
3、数值算法可有效地对该动态过程进行解算，每一个时间步均无需重新生成网格，只是在不同时间站位网格间自行挖洞并相互插值而获得全流场解。重叠网格系统包括：背景结构网格（覆盖全计算域） 、子体结构网格（也称动网格，围绕导弹外形生成） ，示意图见图 1-a,b，子体网格尺寸与背景网格尺寸相匹配以保证重叠区插值的精度。 a) 全局网格 b) 局部网格图 1 导弹某拉起攻角重叠网格示意1.2 控制方程考虑导弹三维粘性绕流流场，控制方程为雷诺时均 N-S方程，其守恒形式为：1vvveFGHQFGHtXYZRXYZ（1）其中 Q为守恒通量项， F、 G、 H为无粘矢通量， Fv、 Gv、 Hv为粘性矢通量。N-S
4、方程组采用守恒形式的有限体积法来离散，空间离散采用二阶精度的 Roe格式，时间离散采用双时间步长与隐式的 LU-SGS3时间步的推进相结合的方法，以保证计算效率和稳定性，湍流模型为 k-e模型。1.3 边界条件边界条件包括物面边界、远场边界、内边界（洞边界） 。挖洞后形成的洞边界称为内边界，子体网格的外边界设置为内边界，壁面边界为无滑移绝热固壁条件，远场边界条件采用无反射远场边界条件。2 数值仿真方法验证为验证本文数值方法的正确性，计算了 NACA0012翼型振荡的非定常气动力，并与相关文献的实验值与计算值进行对比。翼型绕其四分之一弦点做振荡时，其瞬间攻角 运动方程为：t（1） 0sin2mt
5、 k式中平均攻角 =0.016，最大振幅攻角 =2.51，减缩角频率 ，0 Vck2表示翼型弦长， 是振荡角频率， 为无穷远来流速度。cV来流条件为，马赫数 ，计算时间历程为三个周期。限于篇幅，仅0.75Ma取第三个振荡周期两个典型时刻的翼型瞬时压强系数分布，见图 2。瞬时攻角用表示，瞬时相位用 表示。 。前半周期与后半周期的压强分布，基本上是()t()t对称的。计算结果与文献4吻合良好。图 2还给出瞬时迎角下的升力与力矩系数迟滞环与实验数据对比曲线。该计算结果与其他文献5的计算结果也吻合良好。这说明该数值计算方法是可信的。（上图从左至右为 =1.08 =26， =-2.01 =307，升力及
6、t()wtt()wt力矩系数迟滞环）图 2 计算与试验对比曲线 3 数值仿真结果与分析3.1.1计算简述导弹模型头部为尖拱形，弹身段为柱段，长细比为 19，气动布局为X-X形，翼为三角形，舵为梯形。 计算条件为：来流马赫数 Ma=1.2,高度 H=9.5km,舵偏角 =0，侧滑角为 0，导弹拉起的攻角范围：070。导弹的横截面分布及分区见图 3。首先根据导弹实际飞行机动动作, 以导弹从平飞状态快速拉起至大攻角状态为重点,设计简化的模拟动态过程，拉起控制方程采用正弦形式；其次对快速拉起动态过程，取若干个固定攻角状态，进行定常流场 CFD计算，获取静态气动力特性和相应的流场结构；然后进行快速拉起全
7、过程非定常 CFD数值仿真，获取随时间演化的动态气动力特性和相应的流场结构；最后对比分析静、动态气动力特性的差异，评估非定常效应的影响。图 3横截面及分区图3.1.2拉起与静态气动特性对比图 4给出了动态拉起与静态各气动力与气动力矩对比曲线，其中 Static表示静态，Pull_up 表示动态拉起状态。 Cn012345067506StaicPul_pz120345670.0.152StaicPul_pMx012345067-.5-.0StaicPul_py120345670.1.52StaicPul_pMz12340567-01StaicPul_p图 4 动态拉起状态与静止状态数值仿真结果对
8、比由图 4可以看出，拉起状态态与静态的气动特性随攻角变化差异愈加明显。为分析研究二者气动特性特点及气动特性产生差异的原因，本文以最大攻角，即=70导弹拉起状态与静态的横向（图 4中的 Cz, Mx, My）与纵向气动特性(图 4中的 Cn, Mz)进行分析。1） 横向气动特性图 5-a,b给出了导弹拉起状态与静态的背风侧壁面等压强云图，从图中可以看到，图 5-a壁面压力分布基本对称，而图 5-b壁面压力分布对称性较差，这反映了空间涡结构的变化，即在大攻角无侧滑飞行状态下，静态的背风区出现了非对称漩涡流动，为了更直观地了解背风侧涡系的分布状态，笔者沿图 3所示的几个横截面做了流场切片，见图 6，
9、从图中可看到各横截面的流线图均显示出背风区形成了左右非对称涡系，尤其在舵、翼附近涡结构极其紊乱复杂，这些非对称复杂涡系诱导出很大的侧向力，同时伴有偏航及滚转力矩。这从流场结构及流动特点上解释了图 4中静态横向气动特性变化剧烈的原因；动态气动特性曲线变化相对平缓，这主要是因为动态拉起速度较快，导弹由平飞状态拉起至大攻角状态历时极短，因此没有足够的时间演化出非对称分离流态，从而抑制了非对称气动力的产生，因此即使拉起攻角达到了 70，流动仍基本保持了对称性。a) 拉起状态b) 静态图 5 背风侧壁面等压强云图XYZXYZXYZXYZ图 6 X1、X2、X3、X4 横截面位置流线2） 纵向气动特性由图
10、 4看到，在整个攻角范围动态拉起的法向力均大于对应的静态值，这是因为导弹处于动态快速拉起的飞行状态时，背风区涡流远离背风面的速度减小，推迟了背风涡的分离及破碎，从而产生了一定的法向力增益。 图 7给出了导弹各分区的法向力柱状分布图，不难看出 5分区的法向力贡献最大，这主要是因为该区的迎风面积最大且在拉起过程中运动方向迎着来流。质心前的分区区（14区）总法向力比质心后的分区（57 区）总法向力大约 10%，因此压心位于质心前，从而使得俯仰力矩表现为抬头力矩，由于动态拉起过程中压心始终处于质心前（见图 8） ，并且随着拉起攻角的增大静不稳定性逐渐增大，法向力增量也逐渐变大，因此相对于静态情形产生了
11、较大的抬头力矩。 图 7 =70时导弹各分区的法向力 图 8导弹拉起过程中压心变化 通过以上对仿真结果的分析对比发现，战术导弹动态快速拉起时产生的气动特性与对应的静止状态有很大差别，这是由非定常迟滞效应（主要指速度效应与历史效应）造成的，这与导弹真实的机动飞行状态比较接近。 尽管快速拉起作为设计手段更加接近真实飞行情况，但是限于计算机硬件技术及数值方法的发展现状，在工程实践中尚难以进行大规模非定常数值仿真，因此可以充分考虑动态与静态设计相结合的方法：如对横向气动参数若以静态值作为下游设计部门的输入，可能会造成设计裕度过大，若采用动态气动参数作为输入，载荷加严可能不够；对于纵向气动设计，情况恰恰
12、相反，如果以静态值作为相关部门的输入，可能会使载荷加严不够，而以动态值作为输入，可能会使设计载荷余量过大。 4 结 论通过对导弹动态拉起及静止状态的数值仿真结果对比分析，得出如下结论：1） 动态结构重叠网格的数值方法可有效地对有部件运动的流场进行数值仿真；2） 从横向气动特性来看，动态拉起状态比静态值小得多，并且在最大攻角时差值达到最大，从纵向气动特性来看，动态拉起状态均比静态值大得多，并且随攻角变化差异逐渐增大；3） 随着动态拉起攻角增大，导弹不稳定性增加，从而抬头力矩急剧增大，这对控制系统及结构强度设计提出了一定的要求；4） 工程设计中应将动态与静态的气动设计进行有机结合，以达到最优的设计
13、方案。参考文献：1Benk, J. A., Steger, J. L. and Dougherty, F.C., “A Flexible Grid Embedding Techniques with Application to the Euler Equations. AIAA 83-1944, 1983: 373-382. 2Dougherty F C, Kuan JH. Transonic Store Separation Using A Three-Dimensional Chimera Grid Scheme R. AIAA Paper 89-0673, 1989: 1-8.3Sha
14、rov, D. and Nakahashi, K., “Reordering of 3-D Hybrid Unstructured Grids for Vectorized LU-SGS Navier-Stokes Computations,” AIAA Paper 97-2102, 1997: 131-138.4John. T. Batina, “Unsteady Euler Airfoil Solutions Using Unstructured Dynamics Meshes”,AIAA Journal., Vol. 28, No.8,August 1990: 1-10.5Parasch
15、ivoiu, M., “Unsteady Euler Solution for Oscillatory Airfoil and Oscillating Flap”, AIAA 92-0131，1992: 1-16. 致 谢最后要感谢在整个论文写作过程中帮忙过我的每一位人。首先，也是最主要感谢的是我的指导老师，XXX 老师。在整个过程中他给了我很大的帮忙，在论文题目制定时，他让我在写作时有了具体方向。在论文提纲制定时，我的思路不是很清晰，经过老师的帮忙，让我具体写作时思路顿时清晰。在完成初稿后，老师认真查看了我的文章，指出了我存在的很多问题。在此十分感谢李老师的细心指导，才能让我顺利完成毕业论文。其次，要感谢帮我查资料的张超同学，后期因为实习的关系，不能随时去学校的图书馆查阅资料，在此也十分感谢他能抽出时间帮我找的一些外文资料。
