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摘要：随着科学技术的不断发展，对武器的要求也日益严格：导弹向小型化、机动、快速、隐形精确投弹的方向发展。本文是在Workbench平台上，采用流体动力学分析方法，分析某导弹在定常流动的情况下，空气的绕流情况，以及此时导弹所受的升力系数和阻力系数，对研发导弹时在改善尾翼造型、减少涡流方面有所帮助。
关键词：Workbench；流体动力学；导弹
1.引言
为了导弹能更准确、有效地击中目标物，增强导弹的机动性就意味着能提供法向加速度的气动力的增加，并且要求在攻角增大时，气流变化需要规则。目前导弹气动研究的方法有风洞试验、飞行试验和理论研究三种，而风洞试验与飞行试验技术复杂、成本昂贵，数值模拟分析却能为其主要性能做出预测。
计算流体动力学分析（Computational Fluid Dynamics，CFD），其基本定义是通过计算机进行数值分析，模拟流体流动时的各种相关物理现象，包括流动、热传导、声场等[1]。CFD的高速发展使得数值计算方法在流体动力学理论与工程中取得辉煌的成就。本文采用Workbench对导弹干扰流场进行分析。
本文的某导弹基本尺寸如图1-1所示，弹体为梯形平板翼型，呈十字布局。弹体直径D=100mm，弹长、尾翼形状及尺寸如图1-1所示。导弹在空气中飞行，姿态如图1-2所示，不考虑导弹滚转。远处来流马赫数为0.8，迎角为5°。
图1-1 导弹的基本尺寸
图1-2 导弹的三维图
2.建立模型
由于导弹空气的流动是可压性流动，求解出质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程。
可压缩流动的质量守恒方程为：
（1）
在惯性坐标系下，i方向的动量守恒方程为：
计算流场的传热，需求解能量守恒方程：
理想气体状态方程为：
（6）
本文实体结构使用SolidWorks进行实体建模，使用SLDPRT图形数据格式，导入ANSYS Workbench进行分析，由于本文分析的是导弹的外部扰流，所以要建立导弹外部的计算域，需插入一个以导弹为中心，并以半径2000mm，向导弹前后各延伸4000mm的包围体。
3.划分网格
因本文仅进行导弹外部绕流的情况分析，所以可以不对导弹进行网格划分，先将其抑制掉，仅对计算域的空气进行网格操作。
为了在关键区域容易使用扭曲度和近似尺寸功能自动细化网格，并使膨胀细化边界层，故计算域选用四面体网格划分，网格生长方式为Patch Independent，设置最小限制尺寸为5mm。又因CFD网格的质量和平滑度对结果的精确度至关重要，但提高网格质量和平滑度又会导致较大的网格数量，所以在检查网格时，可将非结构化网格转换成多面体网格，转换后将大大减少网格数量，且可提高网格质量和计算精度，计算域外表面网格如图2-1所示。
图2-1 计算域多面体网格
4.边界条件
动力学分析对边界条件非常敏感，选择合理的边界条件至关重要，如果边界条件选择不当，计算结果会偏离实际情况[3]。
本文为基于密度求解器，求解定常流动，流体是空气，且流动为可压缩流动，空气的粘性随温度变化，固体材料为铝，设置空气属性为：理想气体，满足气体状态方程，选择萨兰德定律计算空气粘性。
计算的边界条件为压力远场边界条件和壁面边界条件。压力远场边界条件是一种不反射边界条件，需给定自由来流的静压、马赫数、静温及流动方向[4]。操作压强设置为101325Pa，即一个大气压；将计算域的外边界即大气环境设置为远场边界条件：将其表压为0Pa(因操作压力为101325Pa，即远场绝对压力为101325Pa)，马赫数为0.8，选择笛卡尔坐标系，由已知条件知，导弹飞行的迎角为5°，建模时导弹轴线沿X轴方向，导弹头部顶尖点在原点位置，飞行方向为-X方向，可知气流方向应该与+X逆时针偏5°，所以气流方向矢量在X轴分量为cos5°=0.996194，Y轴分量为sin5°=0.087156，Z轴分量为0，设置技术方法为湍流粘度比。
5.求解与计算
导弹与飞机不同，许多导弹在飞行过程中是连续滚动的，因此通常使用十字形升力面和圆形弹身来调整整个倾斜角[5]。而导弹需要高度机动、快速响应和在气动力非线性状态下飞行，所以导弹在气动力的升力系数和阻力系数就至关重要，而阻力系数和升力系数都是无量纲，因此需要设置无量纲化时用到的特征值或参数。
其后，分析导出绕导弹的流线图如图3-1所示。
图3-1 绕导弹的流线图
由流线图可以看出：气流在弹体前部和弹身表面的流向都比较稳定，没有明显的紊流，只是在尾部出现了漩涡，这些漩涡的产生会对弹身外流场的总压损失有所影响。尾部的气流比较紊乱，并在XY、XZ横截面上都出现了一对反转涡流，这些涡流将会增加一定的阻力系数，从而减少升力系数，不利于导弹的稳定性，降低导弹发射的精准性。
6.结论
本文使用ANSYS Workbench软件对某导弹的外部绕流情况进行了流体动力学分析，得到了导弹在高速飞行时导弹表面压力分布及绕导弹的流线分布。分析表明，导弹在脱离机身飞行时，导弹受到干扰作用尤其明显，导弹的升力、阻力一开始跌宕起伏明显，后来趋于平滑，改善尾翼结构，弹身所受到的气动阻力和升力系数均会有所减小，对提高导弹的精准性有显著帮助。本文为载机在飞行状态投放导弹的研究，更为今后相关领域的工程提供了实用的方法，打下了良好的基础。
参考文献：
[1]凌桂龙，丁金滨，温正．ANSYS Workbench 13.0从入门到精通[M]．北京：清华大学出版社，2013:389—390
[2]乐贵高、马大为、张福祥．计算流体动力学在航天飞行器射流逆流中的应用[J]．空气动力学学报，1996,14（02）:200—204
[3]陕梅辰、朱春梅、马超、谭笑、智玉杰．基于有限元的水基动力无杆抽油系统流体分析[J]．北京信息科技人学学报，2014,29（02）：70—74
[4]宋敏敏．基于CFD流体仿真软件的反舰导弹红外辐射特性分析[J]．红外，2014,01:24—32
[5]J.N.Nielsen、宋云露、袁显兴、黄伟．导弹空气动力学的过去、现在和将来[J]．系统工程与电子技术，1981,10:22—34
论文作者:唐鹏轩
论文发表刊物:《电力设备》2018年第17期
论文发表时间:2018/11/11
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