1、西安航空职业学院毕业论文基于 CFD-FASTRAN 的弹箭自起旋数值模拟研究姓 名： 专 业： 航空电子 班 级： 完成日期： 指导教师: 摘 要 ： 本 文 以 轴 对 称 弹 箭 在 空 中 的 自 起 旋 滚 转 运 动 为 研 究 对 象 ， 采 用 CFD-FASTRAN的 嵌 套 网 格 技 术 对 弹 箭 的 自 起 旋 过 程 进 行 数 值 模 拟 仿 真 ,得 到 弹 箭 在 不 同 滚 转 舵 偏 角下 的 气 动 起 旋 转 速 范 围 ； 讨 论 了 不 同 滚 转 舵 偏 和 前 置 小 翼 对 自 起 旋 滚 转 运 动 的 影 响 ；数 值 模 拟 结 果 表
2、 明 ， 尾 舵 偏 转 产 生 的 滚 转 力 矩 是 影 响 转 速 的 主 要 因 素 ， 当 来 流 条 件和 姿 态 角 保 持 不 变 时 ， 初 始 滚 转 舵 偏 与 弹 箭 末 转 速 成 正 比 ； 在 保 持 纵 向 操 纵 性 能 的前 提 下 ， 增 加 尾 舵 展 长 并 减 少 弹 体 表 面 除 尾 舵 外 的 其 他 气 动 阻 尼 面 可 加 快 弹 箭 的 自起 旋 过 程 ； 该 研 究 对 CFD-FASTRAN 的 嵌 套 网 格 技 术 在 弹 箭 自 起 旋 运 动 仿 真 中 的 应 用具 有 一 定 的 参 考 意 义 。关 键 词 ： CF
3、D-FASTRAN； 嵌 套 网 格 ； 气 动 外 形 ； 自 起 旋 ； 滚 转 运 动 ； 0 引 言弹箭自起旋滚转运动已经在美国 CBU-103型、SUU-65/B 型等航空子母炸弹系列产品中得到大规模的成熟应用，通过该项技术可以有效增加子母型弹箭的载弹量，并提高全弹稳定性，传统的风洞试验机构设计复杂，流场洞壁干扰大；靶试试验的成本高，周期长，大大延长了产品的研发进度。采用数值模拟的方法，成本低、计算效率高、方案设计简单，在采用基于 CFD-FASTRAN的嵌套网格技术可以准确模拟弹箭在飞行过程中的运动过程，为旋转型弹箭产品研发提供了新的仿真途径，丰富了数值模拟仿真手段。图 1美国 C
4、BU-103型制导航空子母炸弹1 自 起 旋 过 程 数 值 模 拟弹箭在空中的自气动起旋运动要求弹箭在空中实现飞行状态的平稳迅速切换，即从平飞状态切换到以高速滚转为主特征的飞行状态。本章节根据弹箭的气动特性对其在空中自起旋过程进行了数值模拟研究。1.1 计 算 模 型本文以旋成体弹箭为研究对象，计算模型采用轴对称气动布局，全弹主要由头舱、弹身舱、制导控制尾舱三部分组成。弹体头舱为球缺型，并加装四片型布局前翼（反安定面） ；弹身舱为圆截面体，制导控制尾舱以四片型全动尾舵作为全弹操纵面，尾舵可伸展，全弹通过滚转舵偏实现“剪刀差”的自起旋过程，滚转舵偏示意图如图 2所示。（a）x=20 （b）x=
5、30（c）x=40图 2 滚转舵偏 x=20、30、40计算模型示意图1.2基于 CFD-FASTRAN嵌套网格技术嵌套网格技术求解多体运动模型的一般过程包含以下几个步骤：网格挖洞、贡献单元的搜索以及插值1。1.2.1网格挖洞（HOLE CUTTING）网格挖洞过程主要是清除多套网格中不需要的网格单元，例如外流场求解中刚体内部网格单元。挖洞算法主要的计算步骤如下：1) 计算所有网格及物面网格单元的最小包围盒；2) 对于网格 A，如果其包围盒与网格 B中某一物面网格单元相交，则对网格 A建立ADT（Alternating Digital Tree）并查找所有可能相交的网格单元，重复上述方法查找并
6、标记 A中所有可能与网格 B物面相交的壁面网格单元，如图 1所示；图 1 网格 A/B示意3) 对于步骤 2中标记出的网格单元，确定其网格边是否与网格 B的物面相交，如果相交，则称此网格单元为“cut-cell” ，如图 2所示；图 2 网格 A中的“cut-cell”4) 遍历 cut-cell的每一个网格边，对其两个端点属性进行归类，即 IN（在网格 B物面内部）或者OUT（在网格 B物面外面） ，如图 3所示；5) 一旦所有 cut-cell节点属性确定，通过相连节点属性的判断可以确定网格 A所有节点属性为 IN的节点图 3 “cut-cell”单元中 IN/OUT 归类图 4 网格 A
7、中的所有 IN节点（洞单元）6) 标记出所有包含节点属性为 IN的网格单元，即洞单元，围绕在洞单元周围的单元即为边界单元；7) 重复步骤 2-6，对嵌套网格系统中所有网格都进行此计算。1.2.2贡献单元（DONOR CELL）的搜索内部网格边界信息的交换是通过将流动变量从相应的贡献单元插值到边界单元来完成的，计算方法如下：1. 对每个网格，在其它网格中查找与边界单元相交的网格单元，如图 5所示。2. 对上述查找出的网格单元，找出与边界单元中心相交的网格单元，此即为贡献单元。如果存在多个贡献单元，选取网格体积最小的贡献单元作为最终的贡献单元。图 5 与边界单元相交的网格单元高效、精确的搜索算法是
8、嵌套网格方法中的一大关键点。FASTRAN 采用 ADT方法来进行贡献单元的搜索，并通过下面公式进一步判断点与网格单元的位置关系，0fcrn1.2.3插值(INTERPOLATE)在确定贡献单元后，可通过以下公式将贡献单元的值传递到边界单元上；对于结构网格单元，采用三线性插值法进行插值： 1246246335245657183*cqsqss上式中 为边界单元中心的值， - 为图 6数值所示节点值， 为贡献单元中心到边界单元各面的c fs距离值。下式为边界单元 6各面的组成结构。12342567834 3512656378fnnffnn对于非结构网格单元，边界单元中心的值将由其贡献单元及贡献单元
9、相邻单元值通过加权平均得到： NiNiccc wqwq11,)/(上式中，i 为边界单元的贡献单元及其相邻单元， 为加权因子，其中,ciWiccrw,122, ,()()ci ciciixyrz其中(x, y, z) 和(xc,i, yc,i, zc,i) 分别为边界单元和 i的坐标。1.3计算网格为实现尾舵舵偏形成的“剪刀差”外形的准确模拟，采用四面体非结构网格作为计算网格。 ，网格划分情况见图3。其中弹箭附面层及运动区域网格与外流场进行嵌套网格设置。图 3模型表面网格分布图（x=20）1.4仿真结果与分析1.4.1计算条件在标准大气环境下，数值模拟计算条件为：飞行高度 H=500 m；飞行
10、速度 V=270 m/s；静温 T=384.9 K；声速 a=338.37 m/s；马赫数 M=0.8；空气密度 =1.16727 kg/m3；单位雷诺数 Re=1.97105 /m；姿态角：迎角 =0、侧滑角 =0。1.4.3滚转舵偏对起旋过程的影响采用基于 CFD-FASTRAN的嵌套网格技术数值模拟不同滚转舵偏的主动起旋过程，滚转舵偏 x 分别为20、30和 40，模拟时间为 0.5s。图 5和图 6分别给出了旋转过程中弹体转速和所受滚转力矩系数的变化历程。在起始阶段，转速迅速增加，同时滚转力矩逐渐降低；随着时间的推移，转速和滚转力矩的变化速度略有减缓。到 t=0.5s时， x =20状
11、态可达到转速为 1136.47 r/min， x =30时末转速相对提高约45.2%，达到 1650.67 r/min， x =40时末转速为 1985.22 r/min，相较 x =20时增大约 74.7%。图 5 不同舵偏角时转速随时间变化历程图 6显示，随着转速的增加，相同转速下不同舵偏产生的滚转力矩的差量增大，即大舵偏角的滚转舵效随着转速增大而增大，这是由于转速增大时尾舵的当地迎角减小，因此尾舵背风面的分离情况会有一定改善。图 6 不同舵偏角时滚转力矩系数随转速变化历程图 7 t=0.5s 时转速与初始滚转力矩系数的对应关系图 7给出了全弹末转速与其初始时刻的滚转力矩系数之间的对应关系
12、，可以看到二者基本上是线性相关的。因此，由数值仿真结果可知，当来流条件和姿态角保持不变时，初始滚转力矩与末转速成正比关系。1.4.4前置小翼对起旋过程的影响弹体头部以“”字布局布置的四片小翼，可以有效降低全弹的纵向静稳定度，提高纵向的操纵性能，但同时会在旋转过程中附加额外的气动阻尼。为研究前置小翼对起旋过程的影响，对 x =30、无前翼状态的起旋过程进行了模拟，图 8、图 9分别为有、无前翼状态下转速和滚转力矩系数随时间的变化历程。可以看到，去掉前置小翼后，末转速提高了约 5%，因此前翼会对起旋过程造成一定影响，但影响程度有限。图 8 前置小翼对转速变化历程的影响图 9 前置小翼对滚转力矩系数
13、变化历程的影响1.4.5初末时刻尾舵附近流态变化炸弹尾部的四片尾舵在旋转过程中同时具有驱动作用和主要的阻尼作用，因此需要研究尾舵附近流态在旋转过程中的变化。图 10至图 12为不同舵偏下分别在 t=0s和 t=0.5s时刻的压力系数表面分布及流线分布。可以看到，在初始时刻，尾舵背风面有较大面积的分离区，舵偏角越大，分离程度越强。与之相比， t=0.5s时，由于具有一定的自旋速度，尾舵的当地迎角降低，背风面的流动分离大大减弱。这与从图 6的力矩变化趋势所揭示的规律是一致的。（a） n=0 r/min （b） n=1136.47 r/min图 10 x=20初末时刻尾舵附近流态（a）n=0 r/m
14、in （b）n=1650.67 r/min图 11 x=30初末时刻尾舵附近流态（a）n=0 r/min （b）n=1985.22 r/min图 12 x=40初末时刻尾舵附近流态综上所述，尾舵偏转产生的滚转力矩是影响末转速的主要因素，同时由于大舵偏时存在舵面失速，滚转舵偏角在 30以上继续增大时，转速增加效果不再明显。为加快模型的自旋过程，增加尾舵展长是最行之有效的办法。这是因为增大展长能够有效提升尾舵效率并增大滚转力矩的作用力臂，同时，应在保持纵向操纵性能的前提下，尽量减少弹体表面的其他气动阻尼面。以上结论对 CFD-FASTRAN的嵌套网格技术在弹箭自起旋运动仿真中的应用具有一定的参考意
15、义。参考文献（References）1 Xingya Da, Yang Tao, Zhongliang Zhao. Virtual Flight Navier-Stokes Solver and its ApplicationC. Procedia Engineering, 2012(31):75-79.2 刘述,杨杰,李灵,等.制导航空子母炸弹高速抛撒分离数值仿真J.指挥控制与仿真，2016,38(4):108-110.3 谢汉巧,刘述,陈振教,等.大展弦比轴对称气动布局应用研究J.弹道学报，2016,(04):42.4 韩子鹏.弹箭外弹道学M.北京：北京理工大 学 出 版 社 ， 20085 阎 超 .计 算 流 体 力 学 方 法 及 应 用 M.北 京 ： 北 京 航 空 大 学 出 版 社 ， 2006
