丁鍇 張銀 劉偉

摘 ?要：本文模擬分析了尾裙可變新型空天飛行器氣動特性，非別計(jì)算研究了尾裙角度為10°、0°、-10°情況下導(dǎo)彈氣動力特性的變化，分析了新型空天飛行器在高空飛行作業(yè)時(shí)尾裙變化對氣動力特性的影響。

關(guān)鍵詞：新型空天飛行器、尾裙可變導(dǎo)彈、數(shù)值模擬

引言

在高超聲速飛行過程中，空天飛行器在不同大氣層飛行，飛行高度增加，大氣密度降低，氣體分子自由程與飛行器流動尺度之間的差距逐漸減小，將出現(xiàn)稀薄氣體效應(yīng)，飛行器可用過載小，與大過載機(jī)動指標(biāo)相矛盾，因此需要開展可變外形空天防御飛行器氣動布局設(shè)計(jì)。

研究內(nèi)容

對不同尾裙擴(kuò)張角的空天飛行器氣動外形進(jìn)行計(jì)算，分析了不同擴(kuò)張角下空天飛行器的氣動力特性，為空天飛行器變尾裙設(shè)計(jì)提供了基礎(chǔ)?？仗祜w行器氣動外形三維圖如下所示：

對以上外形進(jìn)行計(jì)算可以得到以下結(jié)果：

靜穩(wěn)定特性

尾段設(shè)計(jì)為可變角度的裙，飛行器氣動特性會隨裙角度的不同而變化，在相同馬赫數(shù)下，收縮角10°壓心最靠前，其次為無擴(kuò)張角時(shí)，兩者差異較小，在0.58附近，擴(kuò)張角為10°時(shí)壓心最靠后，達(dá)到0.642;當(dāng)擴(kuò)張角為10°時(shí)，導(dǎo)彈壓心從0.64逐漸變?yōu)榈?.58，此狀態(tài)下 Ma=3時(shí)靜穩(wěn)定度為5%，滿足發(fā)射初始階段靜穩(wěn)定要求;收縮角為10°時(shí)，壓心的變化范圍為0.52到0.485，在Ma=10時(shí)，壓心最靠前，靜不穩(wěn)定度達(dá)到6.5%，使得空天飛行器的穩(wěn)定度在合適的范圍內(nèi)變化。

可變尾裙方案能大幅減小導(dǎo)彈的零升阻力系數(shù)，改善導(dǎo)彈的速度特性，阻力特性明顯優(yōu)于有翼式方案。

法向力特性

采用無翼式+可變尾裙形式布局的方案，由于裙的角度不同，法向力系數(shù)有略微的差異，裙的法向力與裙的面積變化率呈正相關(guān)，飛行器法向力隨著攻角增大而增大，裙角度不同對法向力有一定影響，裙擴(kuò)張10°時(shí)比收縮10°時(shí)的法向力系數(shù)大5%左右;在Ma=7，H=30Km的設(shè)計(jì)特征點(diǎn)處付出10g的過載攻角需要30°左右，擴(kuò)張角為10°時(shí)所需的平衡攻角相對較小。

操縱特性分析

在Ma=7，H=30Km的狀態(tài)下，10°裙擴(kuò)張角的平衡攻角在25°，此時(shí)對應(yīng)的平衡舵偏角為-24.5°，而操縱比也較小，僅為0.7，說明舵面偏轉(zhuǎn)引起的攻角變化的難度較大，而平衡狀態(tài)下對應(yīng)的過載為6.7g。而當(dāng)裙為10°收縮角時(shí)，飛行器的平衡能力較強(qiáng)，最大平衡攻角能達(dá)到35°，與之相對應(yīng)的平衡舵偏角為-18.1°，操縱比達(dá)到1.1，過載為11.2g。裙處于正常狀態(tài)下的操縱特性與收縮角為10°時(shí)的相同。

結(jié)論

根據(jù)計(jì)算，不同裙角下空天飛行器氣動力特性相差較大，不同的裙角可以滿足不同的使用工況，因此通過改變?nèi)菇莵砀淖兛仗祜w行器飛行狀態(tài)的方法可行。