張永升

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引言

隨著戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)要求的提高，大機(jī)動(dòng)和超機(jī)動(dòng)飛行已經(jīng)成為導(dǎo)彈必須具備的基本特征。大攻角是實(shí)現(xiàn)大機(jī)動(dòng)和超機(jī)動(dòng)飛行的前提。另外，戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈在垂直發(fā)射升空后，要求導(dǎo)彈能短時(shí)間內(nèi)在低動(dòng)壓區(qū)內(nèi)完成快速轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)。為了實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的快速轉(zhuǎn)彎，須通過(guò)姿態(tài)控制使導(dǎo)彈迅速實(shí)現(xiàn)大攻角飛行。在型號(hào)研制過(guò)程中，必須提供大攻角的氣動(dòng)特性，因此大攻角氣動(dòng)特性問(wèn)題是導(dǎo)彈預(yù)研中一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)［1］。

導(dǎo)彈在大攻角下會(huì)出現(xiàn)彈身繞流的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象，伴隨著出現(xiàn)很大的側(cè)向力和偏航力矩。國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)導(dǎo)彈大攻角非對(duì)稱流動(dòng)開(kāi)展了大量的研究工作［2-4］，研究了非對(duì)稱空間渦系的結(jié)構(gòu)及演化特性等內(nèi)容。另外也有很多學(xué)者對(duì)大攻角非對(duì)稱渦的流動(dòng)控制開(kāi)展了大量的研究工作［4-6］，主要包括設(shè)置頭部微擾動(dòng)和頭部振動(dòng)片等方法。

文中通過(guò)流動(dòng)顯示的方法研究了矢量噴流對(duì)導(dǎo)彈大攻角繞流的影響特性，分析了矢量噴流對(duì)導(dǎo)彈大攻角非對(duì)稱流動(dòng)的控制作用。

1 模型及試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎煤?jiǎn)化的尖拱頭細(xì)長(zhǎng)體導(dǎo)彈模型，長(zhǎng)細(xì)比為10。模型頭部為尖拱形，長(zhǎng)細(xì)比為3。模型示意圖如圖1所示。取模型上距頭部位置為x/D=2.0和3.0的兩個(gè)截面作為流動(dòng)顯示截面。根據(jù)之前的研究工作［7］，這兩個(gè)截面是導(dǎo)彈頭部非對(duì)稱流動(dòng)空間渦系演化非常明顯的截面。

由于需要加入噴流系統(tǒng)，故整個(gè)模型采用腹部支撐方式。模擬噴流的高壓氣流通過(guò)腹支架進(jìn)入細(xì)長(zhǎng)體模型內(nèi)部，高壓氣流經(jīng)過(guò)模型內(nèi)部的管道后由模型尾部的噴管噴出。氣源系統(tǒng)的最大壓力為3 MPa，可通過(guò)調(diào)整供氣系統(tǒng)中的調(diào)壓閥開(kāi)度來(lái)控制噴流總壓的大小，以達(dá)到改變噴流落壓比NPR的目的。

圖1 模型示意圖

噴管為面積比AR=1.2的二元矩形噴管，面積比AR是指噴管出口面積與喉道面積之比。噴管的偏角為 20°。

1.2 試驗(yàn)方法

流動(dòng)顯示試驗(yàn)采用激光片光流動(dòng)顯示方法。本次試驗(yàn)的片光流動(dòng)顯示試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)備包括氬離子激光器、示蹤粒子發(fā)生器和記錄試驗(yàn)結(jié)果的照相機(jī)一臺(tái)。

激光片光流動(dòng)顯示試驗(yàn)使用的激光器是氬離子激光器。該氬離子激光器由電源、激光器、冷卻管路、光學(xué)系統(tǒng)組成。光學(xué)系統(tǒng)包括一只全反射鏡和一只柱鏡，全反射鏡用來(lái)改變未擴(kuò)束前的激光光路，柱鏡用來(lái)進(jìn)行扇形擴(kuò)散使圓柱形激光光柱形成片狀光源。

片光流動(dòng)顯示試驗(yàn)的信息記錄使用了一部尼康F20相機(jī)，配合一只300 mm焦距的Nikkor鏡頭。

本次片光試驗(yàn)使用的示蹤粒子發(fā)生器是丹麥DANTEC公司生產(chǎn)的10E03示蹤粒子發(fā)生器。該粒子發(fā)生器使用外部通入的高壓氣體將粒子發(fā)生器儲(chǔ)罐中的液體介質(zhì)迅速霧化后得到平均直徑2～5 μm的液滴，并且可以通過(guò)調(diào)節(jié)粒子發(fā)生器上的閥門達(dá)到控制粒子噴出速度的目的。

2 導(dǎo)彈大攻角非對(duì)稱繞流的流動(dòng)顯示

首先通過(guò)流動(dòng)顯示的方法觀察大攻角下導(dǎo)彈頭部截面的非對(duì)稱繞流現(xiàn)象。圖2是迎角50°、風(fēng)速60 m/s下導(dǎo)彈模型在x/D=2截面的流動(dòng)顯示結(jié)果(流動(dòng)顯示圖片所示結(jié)果都是從尾部向頭看，下同)。

圖2 導(dǎo)彈模型x/D=2截面流動(dòng)顯示結(jié)果

根據(jù)前人的研究工作［2-4］，大攻角下導(dǎo)彈頭部會(huì)有一對(duì)比較集中的非對(duì)稱的分離渦。由圖2可以清楚地看出彈身背渦呈現(xiàn)明顯的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象。圖2中x/D=2截面左側(cè)的渦是低位渦VL1，彈身繞流呈左渦型，低位渦VL1一側(cè)對(duì)物面的誘導(dǎo)吸力大于高位渦VR1一側(cè)的誘導(dǎo)吸力，因此表現(xiàn)出向左的側(cè)向力，如之前的工作［7］中截面測(cè)壓試驗(yàn)得到的x/D=2截面的側(cè)向力為負(fù)值相對(duì)應(yīng)。

3 矢量噴流對(duì)導(dǎo)彈頭部非對(duì)稱繞流影響的流動(dòng)顯示

矢量噴流下導(dǎo)彈大攻角繞流的流動(dòng)顯示研究具體試驗(yàn)方法如下:調(diào)整片光光路到所測(cè)的導(dǎo)彈截面位置，調(diào)整相機(jī)視角并固定不動(dòng)，先觀察記錄沒(méi)有噴流下的截面流動(dòng)，然后開(kāi)啟噴流并觀察記錄截面流動(dòng)的變化。

圖3和圖4是迎角50°、風(fēng)速60 m/s時(shí)在有/無(wú)噴流下導(dǎo)彈彈身頭部x/D=2和x/D=3截面的流動(dòng)顯示結(jié)果。

圖3 有/無(wú)噴流下x/D=2截面流動(dòng)顯示結(jié)果

由圖3和圖4可以看出，矢量噴流使得導(dǎo)彈彈身頭部繞流非對(duì)稱背渦在同一截面處的渦位有所升高。如之前的工作［7］中截面測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果來(lái)看，截面?zhèn)认蛄Φ念愓仪€的拐點(diǎn)前移。根據(jù)前人的研究結(jié)果［2-4］，拐點(diǎn)位置是新生渦產(chǎn)生的位置。所以本質(zhì)上是矢量噴流作用下渦系演化位置的提前，使得前面截面的高位渦從物面脫落的位置提前，同時(shí)新生渦產(chǎn)生的位置也提前。這種提前的演化使得非對(duì)稱渦系沿軸線向后發(fā)展的過(guò)程中的背渦在同一截面處的渦位會(huì)比無(wú)噴流時(shí)升高。

圖4 有/無(wú)噴流下x/D=3截面流動(dòng)顯示結(jié)果

圖5和圖6是通過(guò)數(shù)值模擬得到的迎角50°、風(fēng)速60 m/s時(shí)導(dǎo)彈彈身的側(cè)向力系數(shù)Cc和偏航力矩系數(shù)Cn等隨噴流落壓比NPR的變化特性曲線(力矩作用點(diǎn)取在彈身長(zhǎng)度一半的位置，參考面積取彈身等直段的底面積，參考長(zhǎng)度取彈身軸向長(zhǎng)度)。

圖5 不同NPR下導(dǎo)彈彈身的側(cè)向力系數(shù)

圖6 不同NPR下導(dǎo)彈彈身的偏航力矩系數(shù)

由圖5可以看出:整個(gè)彈身的側(cè)向力系數(shù)Cc隨著噴流落壓比NPR的增大而明顯減小，最大減幅可達(dá)到84.7%。這說(shuō)明矢量噴流對(duì)彈身的大迎角非對(duì)稱繞流有抑制作用，噴流的抑制作用有效的減弱了彈身大迎角下受到的側(cè)向力。但側(cè)向力系數(shù)Cc隨著噴流落壓比NPR的增大而減小到一定程度之后就幾乎不變了，如圖中到NPR=3之后的側(cè)向力系數(shù)Cc就變化很小。這是由于到NPR=3之后噴管出口已經(jīng)達(dá)到設(shè)計(jì)Ma數(shù)，噴流落壓比的增加將不會(huì)再改變噴管的出口Ma數(shù)，因此噴流落壓比的增加將不會(huì)對(duì)彈身繞流再起作用。

由圖6可以看出:隨噴流落壓比NPR的增大導(dǎo)彈彈身的偏航力矩系數(shù)Cn大幅減小，最大減幅可達(dá)到55%，并且當(dāng)隨著噴流落壓比繼續(xù)增大到NPR=3以后即噴管出口達(dá)到設(shè)計(jì)Ma數(shù)以后導(dǎo)彈彈身的偏航力矩系數(shù)Cn不再變化。這與得到的導(dǎo)彈彈身側(cè)向力系數(shù)減小的趨勢(shì)是相對(duì)應(yīng)的，說(shuō)明矢量噴流可以減小導(dǎo)彈彈身在大攻角下偏航力矩。

由上述分析可知:矢量噴流對(duì)導(dǎo)彈大攻角下的非對(duì)稱繞流有一定的控制作用，可以有效的減小導(dǎo)彈彈身的側(cè)向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)。

4 結(jié)束語(yǔ)

文中通過(guò)流動(dòng)顯示的方法研究了矢量噴流對(duì)導(dǎo)彈大攻角非對(duì)稱繞流的影響。研究結(jié)果顯示:矢量噴流的誘導(dǎo)作用使同一截面處非對(duì)稱脫體渦的渦位抬高，本質(zhì)上是矢量噴流促使了導(dǎo)彈彈身表面新生渦起始點(diǎn)前移，即矢量噴流改變了彈身繞流空間渦系結(jié)構(gòu)沿軸向的演化特性，矢量噴流對(duì)導(dǎo)彈大攻角下的非對(duì)稱流動(dòng)起到了一定控制作用。

［1］董月娟.導(dǎo)彈大攻角氣動(dòng)特性計(jì)算［J］.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，1995(4):10-17.

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