李曉暉，惠 鈺，鄭 佩，楊 軍

(西安航天動力技術(shù)研究所，陜西 西安 710025)

0 引言

鴨式氣動布局以其響應(yīng)特性快、升阻比大、舵面效率高、結(jié)構(gòu)緊湊、可靠性高等優(yōu)點,成為了戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈和火箭廣泛采用的一種氣動布局形式。但鴨舵在差動偏轉(zhuǎn)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制情況下,舵面將產(chǎn)生非對稱的下洗氣流,該氣流將直接作用在尾翼上,在尾翼上誘導(dǎo)出非對稱的氣動力和力矩。該誘導(dǎo)作用體現(xiàn)在兩方面:一方面是產(chǎn)生與鴨舵滾轉(zhuǎn)控制力矩相反附加滾轉(zhuǎn)力矩,導(dǎo)致鴨舵滾控失效或反效[1-2];另一方面將產(chǎn)生附加的側(cè)向力與力矩,從而對偏航方向的氣動特性造成一定影響[3]。

文中首先分析了當(dāng)前鴨式布局火箭的滾轉(zhuǎn)控制方案的技術(shù)特點,其次以某鴨式布局簡控火箭為研究對象,開展了滾轉(zhuǎn)控制的風(fēng)洞試驗研究,結(jié)合數(shù)據(jù)分析提出了尾翼固定條件下利用鴨舵實施滾轉(zhuǎn)通道控制的方法,并最終通過飛行試驗驗證了該方法的可行性。

1 鴨舵滾轉(zhuǎn)控制的技術(shù)分析

由于鴨舵與尾翼滾轉(zhuǎn)耦合作用的存在,鴨舵滾轉(zhuǎn)控制力矩和尾翼上誘導(dǎo)的反向滾轉(zhuǎn)力矩的大小,將隨著火箭外形參數(shù)和飛行參數(shù)的變化而變化,從而在某些飛行狀態(tài)下出現(xiàn)鴨舵滾控失效或反效[1-2],如圖1所示,其中mx為對模型軸線的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)?；诖嗽?一般認(rèn)為在固定尾翼條件下鴨舵難以有效實施滾轉(zhuǎn)控制。

圖1 鴨舵滾轉(zhuǎn)力矩的反效特性Fig.1 Reaction characteristics of canard rolling moment

針對鴨式布局難以實施滾轉(zhuǎn)控制的缺點,國內(nèi)外的科研工作者提出了多種改進(jìn)方案并成功實現(xiàn)了基于鴨舵的彈箭滾轉(zhuǎn)通道的穩(wěn)定控制。典型的改進(jìn)方案有:

方案1,鴨舵只進(jìn)行俯仰與偏航兩通道控制,在尾翼后緣增加副翼進(jìn)行滾轉(zhuǎn)通道的控制。該方案優(yōu)點是俯仰、偏航與滾轉(zhuǎn)通道相互獨立,避免了鴨舵差動與尾翼的耦合現(xiàn)象,實施簡單;缺點是需額外增加副翼驅(qū)動機構(gòu),帶來產(chǎn)品成本增加。

方案2,采用空氣沖壓裝置,在尾翼的翼尖處,分別裝上沖壓式圓形進(jìn)氣道,通過閥門,沖壓空氣被從尾冀面上噴射出來,相當(dāng)于一個二次引射裝置。在翼面上可以形成不同方向和大小的控制力矩。即形成一個新的滾控系統(tǒng)。但是該方案結(jié)構(gòu)復(fù)雜,應(yīng)用較少。

方案3,采用環(huán)形尾翼,環(huán)形尾翼在其環(huán)形翼面上的壓力指向箭體軸心,不可能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩,因此可大幅減小誘導(dǎo)的反向滾轉(zhuǎn)力矩。但該布局翼面結(jié)構(gòu)復(fù)雜、縱向性能差、阻力較大。

方案4,采用“T”形尾翼,在常規(guī)尾翼稍部增加垂直小翼形成“T”形翼,該布局在改變原有尾翼縱向性能的條件下,大幅減弱了誘導(dǎo)的滾轉(zhuǎn)力矩,從而提升了鴨舵的滾轉(zhuǎn)控制效能。但該布局形式在增加翼面結(jié)構(gòu)復(fù)雜度的同時也帶來了全箭阻力的增加。

方案5,采用自由滾轉(zhuǎn)尾翼,該布局形式尾翼在鴨舵非對稱流場的作用下可繞箭體軸線自由旋轉(zhuǎn),從而不在尾翼上形成誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,同時其對縱向性能和阻力的影響很小。但由于尾艙內(nèi)部需安裝滾轉(zhuǎn)軸承,因此在增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度的同時也造成了結(jié)構(gòu)重量的增加。

綜上分析,以上方案無論是增加新的滾控系統(tǒng)(方案1、方案2),還是改變尾翼形式(方案3、方案4)降低誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,或是尾翼/鴨舵氣動解耦(方案5)去除誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,都不同程度上增加了結(jié)構(gòu)復(fù)雜度,帶來額外的成本增加。

因此有必要對鴨舵滾轉(zhuǎn)特性進(jìn)行深入研究與分析,掌握滾轉(zhuǎn)舵效的變化規(guī)律,以在不改變現(xiàn)有氣動外形的基礎(chǔ)上,尋求新的鴨舵滾控的解決方案。

2 滾轉(zhuǎn)特性試驗及結(jié)果分析

2.1 試驗?zāi)Ｐ图胺椒?/h3>

以某“+—+”形鴨式布局的火箭為研究對象,開展鴨舵滾轉(zhuǎn)單項風(fēng)洞試驗,氣動外形見圖2。

圖2 氣動外形Fig.2 Aerodynamic configurations

試驗在FD-06風(fēng)洞進(jìn)行,試驗?zāi)Ｐ陀深^部、圓柱中段和帶4片穩(wěn)定尾翼的尾部組成,頭部安裝4片鴨舵,可對火箭進(jìn)行俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)控制,風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ鸵妶D3。試驗攻角范圍-10°～+10°,試驗馬赫數(shù)范圍0.5～4.0,滾轉(zhuǎn)舵偏角取0°,±2°、±5°。試驗中尾翼可選擇自由旋轉(zhuǎn)或固定。

圖3 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ虵ig.3 The model of wind tunnel test

2.2 試驗結(jié)果分析

試驗中mx為對模型軸線的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù),my為相對模型頂點的偏航力矩系數(shù),mz為相對模型頂點的俯仰力矩系數(shù),δx為滾轉(zhuǎn)舵偏角,舵偏角和試驗坐標(biāo)系的定義如圖4所示。

圖4 坐標(biāo)系與滾轉(zhuǎn)舵偏角定義(順氣流方向)Fig.4 Definition of coordinate system and rolling rudder deflection angle(downstream direction)

2.2.1 滾轉(zhuǎn)特性分析

為驗證試驗方法的正確性,開展了不同馬赫數(shù)下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的對比試驗。滾轉(zhuǎn)舵偏5°和2°條件下的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)試驗曲線如圖5、圖6所示。

圖5 滾轉(zhuǎn)舵偏5°條件下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.5 Rolling moment coefficient of 5 degrees rolling rudder deflection

可見該鴨式火箭滾轉(zhuǎn)控制特性的試驗結(jié)果與文獻(xiàn)[2]、文獻(xiàn)[4]的結(jié)果一致,隨試驗馬赫數(shù)的增加,滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢,且在馬赫數(shù)小于2～3之間某一值時,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)出現(xiàn)反效現(xiàn)象。另外對比圖5和圖6可見,隨著滾轉(zhuǎn)舵偏角的增加,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)呈增加趨勢。

為對比尾翼對舵面滾轉(zhuǎn)特性的影響,分別在馬赫數(shù)1.5和馬赫數(shù)3.0(滾轉(zhuǎn)舵偏5°)條件下進(jìn)行了尾翼滾轉(zhuǎn)和尾翼固定兩種情況的對比試驗,如圖7和圖8所示。

圖7 馬赫數(shù)1.5條件下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.7 Rolling moment coefficient of Mach number 1.5

圖8 馬赫數(shù)3.0條件下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.8 Rolling moment coefficient of Mach number 3.0

在馬赫數(shù)1.5條件下,尾翼固定時火箭的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx為正值,即出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)反效現(xiàn)象;尾翼滾轉(zhuǎn)時火箭滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為負(fù)值,可進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。

在馬赫數(shù)3.0條件下,尾翼滾轉(zhuǎn)和尾翼固定條件下,火箭的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx均為負(fù)值。同時由于尾翼滾轉(zhuǎn)避免了誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,尾翼滾轉(zhuǎn)條件下的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)值mx明顯大于尾翼固定條件下的值,因此采用自由滾轉(zhuǎn)尾翼時可提升鴨舵的滾轉(zhuǎn)控制效率。

2.2.2 滾轉(zhuǎn)舵偏對偏航力矩的影響分析

對鴨式布局固定尾翼火箭而言,滾轉(zhuǎn)舵偏與攻角的耦合作用,使得在箭體兩側(cè)出現(xiàn)非對稱的洗流作用,從而使得火箭左右壓力不等,從而導(dǎo)致出現(xiàn)了附加的偏航力矩,見圖9和圖10,其中δ為滾轉(zhuǎn)舵偏角α為攻角。

圖9 馬赫數(shù)1.5條件下偏航力矩系數(shù)Fig.9 Yaw moment coefficient of Mach number 1.5

圖10 馬赫數(shù)3.0條件下偏航力矩系數(shù)Fig.10 Yaw moment coefficient of Mach number 3.0

由圖8、圖9可見,在零攻角條件下,滾轉(zhuǎn)舵偏不產(chǎn)生附加偏航力矩;正攻角條件下,負(fù)滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生正偏航力矩,正滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生負(fù)偏航力矩;偏航力矩數(shù)值隨攻角和滾轉(zhuǎn)舵偏角絕對值的增加而增加,但在小攻角(±4°范圍內(nèi)),偏航力矩維持在一個較小的量值。

2.2.3 滾轉(zhuǎn)舵偏對俯仰力矩的影響分析

同樣,由于滾轉(zhuǎn)舵偏與攻角的耦合作用,使得箭體兩側(cè)舵面局部攻角不同,從而產(chǎn)生附加俯仰力矩,見圖11和圖12。由圖,滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生的附加俯仰力矩整體屬于小量,約占附加偏航力矩的1/10。

圖11 馬赫數(shù)1.5條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.11 Pitch moment coefficient of Mach number 1.5

圖12 馬赫數(shù)3.0條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.12 Pitch moment coefficient of Mach number 3.0

3 鴨舵滾控方案及飛行驗證

3.1 固定尾翼鴨舵滾控方案

不同攻角條件下,5°滾轉(zhuǎn)舵偏的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)試驗值參見圖13。由圖13可見,在試驗馬赫數(shù)小于2.0～3.0之間某一值時,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx為正值,表現(xiàn)為滾轉(zhuǎn)反效;但在馬赫數(shù)大于該值后,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為負(fù)值,可用于進(jìn)行火箭滾轉(zhuǎn)通道控制。

圖13 馬赫數(shù)3.0條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.13 Rolling moment coefficient of 5 degrees rolling rudder deflection

圖14 滾轉(zhuǎn)舵偏-5°條件下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.14 Rolling moment coefficient of -5 degrees rolling rudder deflection

由于滾轉(zhuǎn)舵偏將產(chǎn)生附加的偏航力矩,需要額外的偏航舵偏來平衡,為此將附加偏航力矩和偏航舵偏產(chǎn)生的偏航力矩進(jìn)行轉(zhuǎn)化,得到對質(zhì)心的偏航力矩系數(shù)myg曲線,如圖15和圖16所示。

圖16 滾轉(zhuǎn)舵偏-5°條件下偏航力矩系數(shù)Fig.16 Yaw moment coefficient of -5 degrees rolling rudder deflection

圖15、圖16中實心圖標(biāo)數(shù)據(jù)為滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生的附加偏航力矩系數(shù),空心圖標(biāo)則為偏航舵效。由圖中數(shù)據(jù)可知,對文中火箭方案,需要最大付出0.58°的偏航舵偏來平衡滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生的附加偏航力矩。

滾轉(zhuǎn)舵偏引起的對質(zhì)心的附加俯仰力矩和俯仰舵偏產(chǎn)生的相對質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)mz,g對比曲線如圖17和圖18所示。

圖17 滾轉(zhuǎn)舵偏5°條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.17 Pitch moment coefficient of 5 degrees rolling rudder deflection

圖18 滾轉(zhuǎn)舵偏-5°條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.18 Pitch moment coefficient of -5 degrees rolling rudder deflection

圖中實心圖標(biāo)數(shù)據(jù)為滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生的附加俯仰力矩系數(shù),空心圖標(biāo)則為俯仰舵效,可見對文中火箭方案,滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生的附加俯仰力矩為小量,幾乎不會對俯仰舵效造成影響。

綜上分析,針對鴨式布局固定尾翼火箭可采用如下滾控方案:結(jié)合滾轉(zhuǎn)舵效隨馬赫數(shù)的變化曲線,找到滾轉(zhuǎn)正效的馬赫數(shù)范圍,在該范圍內(nèi)利用鴨舵實施滾轉(zhuǎn)控制,但需預(yù)留一定的偏航與俯仰舵偏來平衡滾控帶來的附加力矩影響。

3.2 飛行試驗驗證

在滾轉(zhuǎn)控制方案的基礎(chǔ)上,開展?jié)L轉(zhuǎn)控制的飛行驗證工作。選定某單級鴨式布局火箭在保證發(fā)動機狀態(tài)、外形、質(zhì)量一致的情況下,開展?jié)L轉(zhuǎn)控制對比試驗。該火箭發(fā)動機工作時間為16 s、飛行馬赫數(shù)范圍0～4.5。

圖19為滾轉(zhuǎn)無控狀態(tài),在翼面安裝偏差和離架擾動的作用下,火箭的滾轉(zhuǎn)角速度呈現(xiàn)先正向增加,達(dá)到峰值后逐漸減小至負(fù)向峰值,隨后在阻尼力矩和干擾力矩的共同作用下,逐步平衡至64°/s左右。

圖19 滾轉(zhuǎn)控制驗證飛行試驗(滾轉(zhuǎn)無控)Fig.19 Rolling control flight test(no rolling control)

圖20為滾轉(zhuǎn)有控狀態(tài),鴨舵對滾轉(zhuǎn)通道的控制時間為13～33 s(Ma>3.0),控制目標(biāo)為滾轉(zhuǎn)角速度穩(wěn)定至0°/s。由圖20中曲線可知,在滾轉(zhuǎn)控制介入前,火箭的滾轉(zhuǎn)角速度變化與無控狀態(tài)一致,在翼面安裝偏差和離架擾動的作用下,火箭的滾轉(zhuǎn)角速度逐步增加至正向峰值,之后逐步減小;在13 s時滾轉(zhuǎn)控制介入,火箭的滾轉(zhuǎn)角速度很快穩(wěn)定至0°/s附近,可見文中確定的滾轉(zhuǎn)控制方案可行。

圖20 滾轉(zhuǎn)控制驗證飛行試驗(滾轉(zhuǎn)有控)Fig.20 Rolling control flight test(rolling controlled)

4 結(jié)論

綜合文中的研究分析結(jié)果,可得以下結(jié)論:

1)滾轉(zhuǎn)舵效存在的反效現(xiàn)象,是鴨式布局火箭在尾翼固定條件下難以實施有效滾轉(zhuǎn)控制的直接原因。

2)鴨式布局火箭存在滾轉(zhuǎn)舵偏角時,會在俯仰和偏航通道帶來附加的干擾力矩。

3)隨飛行馬赫數(shù)的增加,鴨式布局火箭的滾轉(zhuǎn)舵效存在一個正效點馬赫數(shù),即飛行馬赫數(shù)大于該正效點馬赫數(shù)后,滾轉(zhuǎn)舵效即轉(zhuǎn)為正常。

4)在鴨式布局火箭滾轉(zhuǎn)正效的馬赫數(shù)范圍內(nèi),預(yù)留一定的偏航與俯仰舵偏來平衡滾控帶來的附加力矩影響后,可利用鴨舵進(jìn)行有效的滾轉(zhuǎn)控制。