矢量喷流下导弹大攻角绕流的流动显示研究*

张永升

(中国航天空气动力技术研究院，北京 100074)

0 引言

随着战术性能指标要求的提高，大机动和超机动飞行已经成为导弹必须具备的基本特征。大攻角是实现大机动和超机动飞行的前提。另外，战术导弹在垂直发射升空后，要求导弹能短时间内在低动压区内完成快速转弯机动。为了实现导弹的快速转弯，须通过姿态控制使导弹迅速实现大攻角飞行。在型号研制过程中，必须提供大攻角的气动特性，因此大攻角气动特性问题是导弹预研中一项关键技术［1］。

导弹在大攻角下会出现弹身绕流的非对称流动现象，伴随着出现很大的侧向力和偏航力矩。国内外学者对导弹大攻角非对称流动开展了大量的研究工作［2-4］，研究了非对称空间涡系的结构及演化特性等内容。另外也有很多学者对大攻角非对称涡的流动控制开展了大量的研究工作［4-6］，主要包括设置头部微扰动和头部振动片等方法。

文中通过流动显示的方法研究了矢量喷流对导弹大攻角绕流的影响特性，分析了矢量喷流对导弹大攻角非对称流动的控制作用。

1 模型及试验方法

1.1 试验模型

试验模型采用简化的尖拱头细长体导弹模型，长细比为10。模型头部为尖拱形，长细比为3。模型示意图如图1所示。取模型上距头部位置为x/D=2.0和3.0的两个截面作为流动显示截面。根据之前的研究工作［7］，这两个截面是导弹头部非对称流动空间涡系演化非常明显的截面。

由于需要加入喷流系统，故整个模型采用腹部支撑方式。模拟喷流的高压气流通过腹支架进入细长体模型内部，高压气流经过模型内部的管道后由模型尾部的喷管喷出。气源系统的最大压力为3 MPa，可通过调整供气系统中的调压阀开度来控制喷流总压的大小，以达到改变喷流落压比NPR的目的。

图1 模型示意图

喷管为面积比AR=1.2的二元矩形喷管，面积比AR是指喷管出口面积与喉道面积之比。喷管的偏角为 20°。

1.2 试验方法

流动显示试验采用激光片光流动显示方法。本次试验的片光流动显示试验系统设备包括氩离子激光器、示踪粒子发生器和记录试验结果的照相机一台。

激光片光流动显示试验使用的激光器是氩离子激光器。该氩离子激光器由电源、激光器、冷却管路、光学系统组成。光学系统包括一只全反射镜和一只柱镜，全反射镜用来改变未扩束前的激光光路，柱镜用来进行扇形扩散使圆柱形激光光柱形成片状光源。

片光流动显示试验的信息记录使用了一部尼康F20相机，配合一只300 mm焦距的Nikkor镜头。

本次片光试验使用的示踪粒子发生器是丹麦DANTEC公司生产的10E03示踪粒子发生器。该粒子发生器使用外部通入的高压气体将粒子发生器储罐中的液体介质迅速雾化后得到平均直径2～5 μm的液滴，并且可以通过调节粒子发生器上的阀门达到控制粒子喷出速度的目的。

2 导弹大攻角非对称绕流的流动显示

首先通过流动显示的方法观察大攻角下导弹头部截面的非对称绕流现象。图2是迎角50°、风速60 m/s下导弹模型在x/D=2截面的流动显示结果(流动显示图片所示结果都是从尾部向头看，下同)。

图2 导弹模型x/D=2截面流动显示结果

根据前人的研究工作［2-4］，大攻角下导弹头部会有一对比较集中的非对称的分离涡。由图2可以清楚地看出弹身背涡呈现明显的非对称流动现象。图2中x/D=2截面左侧的涡是低位涡VL1，弹身绕流呈左涡型，低位涡VL1一侧对物面的诱导吸力大于高位涡VR1一侧的诱导吸力，因此表现出向左的侧向力，如之前的工作［7］中截面测压试验得到的x/D=2截面的侧向力为负值相对应。

3 矢量喷流对导弹头部非对称绕流影响的流动显示

矢量喷流下导弹大攻角绕流的流动显示研究具体试验方法如下:调整片光光路到所测的导弹截面位置，调整相机视角并固定不动，先观察记录没有喷流下的截面流动，然后开启喷流并观察记录截面流动的变化。

图3和图4是迎角50°、风速60 m/s时在有/无喷流下导弹弹身头部x/D=2和x/D=3截面的流动显示结果。

图3 有/无喷流下x/D=2截面流动显示结果

由图3和图4可以看出，矢量喷流使得导弹弹身头部绕流非对称背涡在同一截面处的涡位有所升高。如之前的工作［7］中截面测压试验结果来看，截面侧向力的类正弦曲线的拐点前移。根据前人的研究结果［2-4］，拐点位置是新生涡产生的位置。所以本质上是矢量喷流作用下涡系演化位置的提前，使得前面截面的高位涡从物面脱落的位置提前，同时新生涡产生的位置也提前。这种提前的演化使得非对称涡系沿轴线向后发展的过程中的背涡在同一截面处的涡位会比无喷流时升高。

图4 有/无喷流下x/D=3截面流动显示结果

图5和图6是通过数值模拟得到的迎角50°、风速60 m/s时导弹弹身的侧向力系数Cc和偏航力矩系数Cn等随喷流落压比NPR的变化特性曲线(力矩作用点取在弹身长度一半的位置，参考面积取弹身等直段的底面积，参考长度取弹身轴向长度)。

图5 不同NPR下导弹弹身的侧向力系数

图6 不同NPR下导弹弹身的偏航力矩系数

由图5可以看出:整个弹身的侧向力系数Cc随着喷流落压比NPR的增大而明显减小，最大减幅可达到84.7%。这说明矢量喷流对弹身的大迎角非对称绕流有抑制作用，喷流的抑制作用有效的减弱了弹身大迎角下受到的侧向力。但侧向力系数Cc随着喷流落压比NPR的增大而减小到一定程度之后就几乎不变了，如图中到NPR=3之后的侧向力系数Cc就变化很小。这是由于到NPR=3之后喷管出口已经达到设计Ma数，喷流落压比的增加将不会再改变喷管的出口Ma数，因此喷流落压比的增加将不会对弹身绕流再起作用。

由图6可以看出:随喷流落压比NPR的增大导弹弹身的偏航力矩系数Cn大幅减小，最大减幅可达到55%，并且当随着喷流落压比继续增大到NPR=3以后即喷管出口达到设计Ma数以后导弹弹身的偏航力矩系数Cn不再变化。这与得到的导弹弹身侧向力系数减小的趋势是相对应的，说明矢量喷流可以减小导弹弹身在大攻角下偏航力矩。

由上述分析可知:矢量喷流对导弹大攻角下的非对称绕流有一定的控制作用，可以有效的减小导弹弹身的侧向力系数和偏航力矩系数。

4 结束语

文中通过流动显示的方法研究了矢量喷流对导弹大攻角非对称绕流的影响。研究结果显示:矢量喷流的诱导作用使同一截面处非对称脱体涡的涡位抬高，本质上是矢量喷流促使了导弹弹身表面新生涡起始点前移，即矢量喷流改变了弹身绕流空间涡系结构沿轴向的演化特性，矢量喷流对导弹大攻角下的非对称流动起到了一定控制作用。

［1］董月娟.导弹大攻角气动特性计算［J］.战术导弹技术，1995(4):10-17.

［2］HUNT B L.Asymmetric vortex forces and wakes on slender bodies，AIAA-82-1336［R］.1982.

［3］ERICSSON L E，REDINGJ P.Aerodynamics effects of asymmetric vortex shedding from slender bodies，AIAA-82-1797［R］.1985.

［4］DENG Xue-ying，WANG Yan-kui.Asymmetric vortices flow over slender body and its active control at high angle of attack［J］.Acta Mechanica Sinica，2004，20(6):567-579.

［5］董国国，王学占，王立强.战术导弹非对称涡控制技术研究［J］.弹箭与制导学报，2012，32(6):20-23.

［6］顾蕴松，明晓.大迎角细长体侧向力的比例控制［J］.航空学报，2006，27(5):746-750.

［7］王延奎，张永升，邓学蓥，等.矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究［J］.力学学报，2007，39(3):289-296.