基于FLUENT的某型空空导弹空气动力分析

王 洋，佟惠军，杨 林

(空军航空大学军械工程系，长春 130022)

空空导弹空气动力参数是评定空空导弹作战和运用的必不可少的技术依据。通常在对导弹空气动力参数进行求解时都没有考虑舵面偏转角度对整个导弹飞行过程的空气动力的影响，使得计算精度在一定程度上有所不足，因此考虑使用FLUENT软件包对其进行研究。利用FLUENT软件进行数值模拟，具备花费少，又可以给出流场内细节的定量描述，能在较广泛的流动参数范围内给出流场的定量结果，并且不受试验中固有约束因素的影响。通常应用FLUENT软件包进行计算主要分为以下几个步骤:网格划分、选择正选取适当的计算模型、确立所需边界条件与计算格式。其中主要部分为网格的划分与计算模型的选取。

1 网格划分

划分网格大致上有两种主要方法，一个是结构性网格，另一个是非结构性网格。结构性网格是指网格区域内所有内部点都具有相同的毗邻单元。非结构性网格则与之相反，即与网格剖分区域内的不同内点相连的网格数目不同。

解算像空空导弹这种具有复杂几何结构的空气动力系数的问题，一种有效的方法是采用非结构化网格。由于非结构网格可以采用任意形状的单元格，单元边的数目也无限制，使其能够很好地模拟自然几何边界。同时非结构网格生成简单，并且还具有比较好的可调节性和可控性，生成网格如图1所示。

图1 弹体及流场网格

2 湍流模型的选择

FLUENT中可选择的湍流模型主要包括:单方程(Spalart-Allmaras)模型、双方程模型(标准k－ε模型、重整化群k－ε模型、可实现(Realizable)k－ε模型)及雷诺应力模型和大涡模拟。

对于飞行器等绕流流场的分析，在进行求解时多选择Spalart-Allmaras湍流模型，此模型是一个比较简单的单方程模型，只求解一个关于涡粘性的输运方程，计算量较小。

其中，Gν是湍流粘性产生项;Yν是由壁面阻挡和粘性阻尼引起的湍流粘性的减少;σ˜ν和Cb2是常数;ν是分子运动粘性系数。

湍流粘性系数用如下公式计算:

由于平均应变率对湍流产生也起到很大作用，FLUENT在处理过程中，定义S为:

在涡量超过应变率的计算区域计算出来的涡旋粘性系数变小。这适合涡流靠近涡旋中心的区域，那里只有“单纯”的旋转，湍流受到抑止。包含应变张量的影响更能体现旋转对湍流的影响。忽略了平均应变，估计的涡旋粘性系数产生项偏高。

湍流粘性系数减少项Yν:

3 边界条件与计算格式

计算时采用压强远场条件，这种边界条件通常用于给定可压缩流的自由流边界条件，在给定流体的马赫数和确定其他参数条件后，给定无限远处的压强条件。压强远场条件通常应用于可压缩流计算，主要设置项目为来流的马赫数和静参数条件。

使用压强远场边界条件需要气体密度用理想气体假设进行计算，为了模拟“无限远”要求，计算边界需要距离物体有足够远的距离，通常要求其边界距离模型约20倍弦长。对于计算格式的选择FLUENT软件包中主要有一阶迎风格式和二阶迎风格式两种方式。

两种计算格式都可以理解为流场变量在上游网格单元控制点展开的特例，一阶迎风格式仅保留Taylor级数的第一项，认为本地单元边界点的值与上游网格单元控制点上的值相等，其格式精度为一阶精度。二阶迎风格式在保留了Taylor级数的第一项同时还保留了第二项，认为本地边界点的值等于上游网格控制点的值与一个增量的和，因而其精度为二阶精度。

一阶迎风格式在解决结构网格问题时，其计算速度要明显快于二阶迎风格式，并且有良好的稳定性。而对于非结构网格问题，由于流动方向与网格并不一定相一致，因此采用一阶迎风格式则会长生很大的误差，此时应该选用二阶格式。

4 计算结果与分析

通过对FLUENT测出的各项数据进行拟合可以得出当攻角为0°，马赫数为1.2时导弹的升力及阻力系数随舵偏角变化的规律如图2所示。

从图2中可以看出在攻角为0°的情况下，舵偏角变化对升力系数的影响近似表现为线性关系，而且由于导弹弹体结构对称的原因，在舵偏角为±20°和±10°时，其阻力系数近似相等，表现出明显的对称性。攻角为3°，马赫数为1.2时导弹的升力及阻力系数随舵偏角变化的规律如图3所示。

从图3中可以明显看出当攻角不再为0°时，舵偏角的变化改变了流过导弹气流的对称性，升力系数曲线线性度开始变差，尤其是在舵偏角转到20°极限值附近，其变化率明显减慢，其升力系数近似为常值。对于阻力系数，其对称中心明显发生偏移。

攻角为6°，马赫数为1.2时导弹的升力及阻力系数随舵偏角变化的规律如图4所示。

图2 0°攻角时的气动系数

图3 3°攻角时的气动系数

图4 6°攻角时的气动系数

通过与图2和图3的对比，从图4中可以发现当攻角继续增大时，舵偏角在一定范围内其对升力系数的改变作用将不太明显，超出这个范围时则继续表现为一定的线性关系。对于阻力系数，其增长幅度将逐渐减小。

5 结束语

实验结果表明，舵偏角的变化对整个导弹空气动力参数的改变有着极为重要的作用，在对导弹外弹道进行解算的过程中将是一个不可忽视的因素，这对于提高导弹的作战效果有着不可忽视的影响。同时FLUENT软件包很好的对整个导弹的空气动力参数进行了解算，充分地体现了其易操作并且节省时间与经费的特点。

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(责任编辑周江川)