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      鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈舵翼干擾問題氣動特性研究

      2022-09-29 10:23:38彭中良周志超劉泰淶
      空天防御 2022年3期
      關(guān)鍵詞:攻角氣動力矩

      彭中良,陸 韻,周志超,黃 臻,劉泰淶

      (上海機(jī)電工程研究所,上海 201109)

      0 引 言

      旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈是指在飛行過程中繞其縱軸自旋的一類導(dǎo)彈,氣動布局一般采用鴨式布局。目前典型的鴨式布局導(dǎo)彈有Stinger系列、RAM系列等。鴨式布局的主要?dú)鈩犹攸c(diǎn)是鴨舵洗流對尾翼產(chǎn)生副翼反效作用,鴨舵引起的洗流一般屬遠(yuǎn)區(qū)洗流,從前翼(舵)后緣拖出的自由渦已經(jīng)形成集中渦,非對稱下洗流場對尾翼產(chǎn)生反向誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,這種旋轉(zhuǎn)力矩隨著布局形式、馬赫數(shù)以及攻角的變化不同而對導(dǎo)彈轉(zhuǎn)速產(chǎn)生不同影響。導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)影響各部件表面的邊界層狀態(tài),改變了邊界層分離點(diǎn),從而使渦跡發(fā)生偏轉(zhuǎn),進(jìn)而改變流場的狀態(tài)。這些變化將直接影響導(dǎo)彈的氣動特性,特別是主要由流動分離產(chǎn)生的馬格努斯效應(yīng)造成的附加側(cè)向力和力矩。因此,舵翼干擾問題是鴨式布局導(dǎo)彈的基本問題。

      美軍方、NASA以及Raytheon公司在20世紀(jì)八九十年代圍繞旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的氣動特性開展研究,包括風(fēng)洞旋轉(zhuǎn)測力試驗的系列試驗、更高精度的瞬態(tài)測力試驗以及大量動態(tài)流場和氣動特性的CFD計算。國內(nèi)80年代開始對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈氣動特性進(jìn)行了系統(tǒng)研究。近年來,李小林等開展了短邊條對舵面影響研究,伍彬等開展了不同鴨舵外形對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈尾翼壓力分布影響的氣動特性研究,得到不同鴨舵外形對尾翼上非定常壓力系數(shù)及氣動力變化規(guī)律,結(jié)果表明降低旋渦干擾需從旋渦強(qiáng)度與旋渦影響位置結(jié)合選擇。徐科杰等對低速旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)特性進(jìn)行數(shù)值模擬研究,提出了小斜置角、低轉(zhuǎn)速情況下滾轉(zhuǎn)力矩及平衡轉(zhuǎn)速的經(jīng)驗公式。

      本文采用全彈旋轉(zhuǎn)風(fēng)洞試驗,對舵翼干擾問題帶來的導(dǎo)彈氣動特性變化進(jìn)行研究,得到不同的舵翼周向角對導(dǎo)彈的旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定性有較大的影響,為優(yōu)化導(dǎo)彈的氣動布局、提高旋轉(zhuǎn)和飛行穩(wěn)定性提供設(shè)計依據(jù)。

      1 無量綱速度轉(zhuǎn)化及數(shù)據(jù)處理

      本次試驗測得風(fēng)洞來流條件下的轉(zhuǎn)速,通過無量綱轉(zhuǎn)化,得到了在實際空中飛行時的轉(zhuǎn)速,本文分析采用的轉(zhuǎn)速均為實際空中轉(zhuǎn)速。保持天地轉(zhuǎn)速一致的無量綱轉(zhuǎn)化公式如式(1)所示,滿足該公式也意味著相同舵翼周向角下洗流的影響規(guī)律保持一致。

      式中:ω、、分別為實際飛行中導(dǎo)彈的轉(zhuǎn)速、長度、飛行速度;ω、、為風(fēng)洞中導(dǎo)彈的轉(zhuǎn)速、長度、速度。

      馬格努斯系數(shù)由旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的側(cè)向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)分別減去對應(yīng)馬赫數(shù)和攻角下的靜態(tài)平均氣動系數(shù)(滾轉(zhuǎn)角=0和=90兩點(diǎn)平均)獲得。圖1為本次試驗測得的紋影圖。

      圖1 旋轉(zhuǎn)吹風(fēng)紋影圖(左:攻角a=0°;右:a=8°)Fig.1 Schlieren photo of wind-tunnel rotating experiment

      2 不同舵翼周向角下的轉(zhuǎn)速分析

      圖2為不同舵翼周向角下轉(zhuǎn)速隨攻角變化的曲線,可以看出:在小攻角條件時(1°~3°),轉(zhuǎn)速波動比較大;在攻角4°~10°范圍內(nèi),轉(zhuǎn)速逐漸減小,變化比較平穩(wěn)。=2 時,由舵翼周向角引起的轉(zhuǎn)速變化基本不超過2 r/s,在舵翼周向角34.4°~54.4°范圍內(nèi),轉(zhuǎn)速變化稍大于舵翼周向角4.4°~34.4°。=2.5 和=1.8 時的轉(zhuǎn)速波動略大,最大波動達(dá)到5 r/s 左右,但是在所有試驗中均未出現(xiàn)轉(zhuǎn)速凹坑現(xiàn)象。

      圖2 不同舵翼周向角轉(zhuǎn)速隨攻角變化曲線Fig.2 Rolling rate vs.attack angle of different canard-wing setting angle

      3 縱向氣動特性分析

      圖3為不同舵翼周向安裝角法向力系數(shù)隨攻角變化曲線,從計算結(jié)果看,采用四點(diǎn)、八點(diǎn)平均獲得的法向力系數(shù)與旋轉(zhuǎn)情況下測得的平均法向力系數(shù)基本一致;不同舵翼周向安裝角下的法向力系數(shù)也基本相同。圖4為法向力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化情況。

      圖3 不同舵翼周向安裝角法向力系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.3 Normal force coefficient vs.attack angle of different canard-wing setting angle

      圖4 法向力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化情況Fig.4 Normal force coefficient vs.rolling rate

      將不同舵翼周向安裝角的縱向壓心系數(shù)進(jìn)行比較,實驗結(jié)果見圖5,從中可以看出,采用45°舵翼周向安裝角得到的八點(diǎn)平均壓心系數(shù),與34.4°舵翼周向安裝角得到的系數(shù)相比,相差不超過0.5%,采用四點(diǎn)平均方法也可以得到令人滿意的結(jié)果。

      圖5 不同舵翼周向安裝角壓心系數(shù)比較Fig.5 Pressure center coefficient under different canard-wing setting angle

      從圖6可以看出,在攻角1°~3°情況下,不同舵翼周向角下的壓心系數(shù)有所差別。圖6(a)中有最大相差(在1.5%以內(nèi)),當(dāng)攻角達(dá)到6°以后,不同舵翼周向角的壓心系數(shù)差別都下降到約0.3%以內(nèi)。除了舵翼周向角4.4°和54.4°,在其他舵翼周向角下,1°攻角時的壓心相對靠后,3°攻角時的壓心相對靠前。當(dāng)攻角達(dá)到6°時,壓心相對靠后,隨著攻角的進(jìn)一步增大,壓心又前移。圖6(a)中舵翼周向角為4.4°時,在攻角1°到3°之間的壓心變化與上述其他周向角的變化趨勢相反;舵翼周向角為54.4°時的壓心系數(shù)變化最為平緩。采用四點(diǎn)或八點(diǎn)平均獲得的壓心系數(shù)在1°到3°攻角下的變化幅度比旋轉(zhuǎn)情況下來得大。上述這種變化可能是當(dāng)舵翼周向角不同時,鴨舵對尾翼的洗流影響不一樣造成的,而這種洗流影響在小攻角范圍(1°~3°)內(nèi)影響較大,隨著攻角的增大,影響逐漸變小。

      圖6 不同舵翼周向安裝角壓心系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.6 Pressure center coefficient vs.attack angle of different canard-wing setting angle

      圖7為壓心系數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化曲線。可以看出,攻角相同時,壓心系數(shù)隨轉(zhuǎn)速的變化在0.4%以內(nèi),變化不大。上述結(jié)果表明:在討論旋轉(zhuǎn)彈縱向氣動問題時,可采用準(zhǔn)定常方法。

      圖7 壓心系數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化曲線Fig.7 Pressure center coefficient vs.rolling rate

      4 馬格努斯效應(yīng)分析

      將試驗得到的隨攻角變化的馬格努斯力系數(shù)與力矩系數(shù)和其他試驗結(jié)果綜合比較。由圖8和圖9可以看出,在小攻角(<6°)時,馬格努斯力和力矩系數(shù)均不大;在=6°左右,側(cè)向氣動力系數(shù)發(fā)生突變,此后隨攻角增大振蕩加劇。

      圖8 隨攻角變化馬格努斯力系數(shù)比較Fig.8 Magnus force coefficient vs.angle of attack

      圖9 隨攻角變化的馬格努斯力矩系數(shù)比較Fig.9 Magnus moment coefficient vs.angle of attack

      本次試驗獲得的馬格努斯效應(yīng)(包括馬格努斯力系數(shù)和力矩系數(shù))隨轉(zhuǎn)速變化波動較大,非線性較強(qiáng)。從量級上看,=2 時,馬格努斯力系數(shù)最大可到法向力系數(shù)的10%,馬格努斯力矩系數(shù)最大約為俯仰力矩系數(shù)的10%。當(dāng)轉(zhuǎn)速在10~12 r/s 時,小攻角下的馬格努斯力和力矩系數(shù)相對較?。ㄒ妶D10~13)。馬格努斯力系數(shù)與法向力系數(shù)的比值隨著攻角的增大由正變負(fù);馬格努斯力矩系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)的比值,隨著攻角的增大由負(fù)變正(見圖14~15)。

      圖10 馬格努斯力系數(shù)Fig.10 Magnus force coefficient

      圖14 馬格努斯力/法向力Fig.14 Magnus force/normal force

      對阻力特性進(jìn)行分析,由圖16和圖17可以看出,四點(diǎn)平均和八點(diǎn)平均獲得的阻力與滾轉(zhuǎn)條件下的阻力趨勢一致,大小基本相同,在小攻角時略大,大攻角時略小;不同舵翼周向角下的阻力系數(shù)差別在1%以內(nèi)。轉(zhuǎn)速變化造成的阻力系數(shù)變化在2%以內(nèi)。

      圖11 對頭部頂點(diǎn)馬格努斯力矩系數(shù)Fig.11 Magnus moment coefficientof head

      圖12 對滿載質(zhì)心馬格努斯力矩系數(shù)Fig.12 Magnus moment coefficient of full-load centroid

      圖13 對空載質(zhì)心馬格努斯力矩系數(shù)Fig.13 Magnus moment coefficient of no-load centroid

      圖15 馬格努斯力矩系數(shù)/俯仰力矩系數(shù)Fig.15 Magnus moment coefficient/pitching moment

      圖16 阻力系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.16 Drag coefficient vs.angle of attack

      圖17 阻力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速變化曲線Fig.17 Drag coefficient vs.rolling rate

      5 結(jié)束語

      本文針對鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的舵翼干擾問題進(jìn)行了研究。通過風(fēng)洞旋轉(zhuǎn)測力試驗,對鴨式布局旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈得出如下結(jié)論:

      1)可采用多點(diǎn)平均法提供彈體縱向氣動特性,可用準(zhǔn)定常方法進(jìn)行分析旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的縱向氣動特性;

      2)不同舵翼周向角的壓心波動表明此類導(dǎo)彈在小攻角下的洗流干擾十分強(qiáng)烈,縱向氣動性能波動較大;

      3)馬格努斯效應(yīng)(包括馬格努斯力系數(shù)和力矩系數(shù))隨轉(zhuǎn)速變化波動較大,非線性較強(qiáng),且在較大攻角下產(chǎn)生的側(cè)向氣動力系數(shù)隨攻角增大而振蕩加劇。

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