气动效应对折叠翼展开过程影响研究

单继祥, 甄文强, 石运国, 陈强洪

(中国工程物理研究院总体工程研究所, 四川绵阳 621000)

0 引言

折叠翼以横向尺寸小、便于运输、结构简单等特点,在箱式发射导弹上得到了广泛应用。折叠翼能否迅速、安全的展开是折叠翼设计的重要方面[1-2]。针对地面试验中折叠翼展开的运动过程,国内外学者开展了大量研究。赵俊锋等[3]建立了纵向折叠翼展开的动力学模型,并开展了折叠翼优化设计;李晓辉、甄文强等[4-6]开展了地面试验及仿真工作,分析了摩擦力、气动阻尼等对展开过程的影响,为折叠翼设计提供了指导。

针对气动效应对折叠翼展开过程的影响,杨涛、李真[7]等采用数值模拟方法研究了纵向折叠翼的展开过程,分析了气动力作用下的展开同步性、角速度及其对全弹姿态的影响。梁均一[8]采用动力学分析方法研究了风干扰对折叠翼展开特性的影响。在风干扰作用下,翼面将产生附加攻角和法向力,对折叠翼的展开时间、展开效果等产生影响。以上研究表明离架飞行时的气动力对折叠翼展开有重要影响,但对于折叠翼的气动特性及其对折叠翼的影响未开展深入、系统研究。

文中采用数值模拟方法,研究了低速时横向折叠翼气动特性,对气动力作用下折叠翼展开过程进行了仿真,分析了各飞行参数、风干扰对折叠翼展开特性的影响,为折叠翼的设计、分析提供基础。

1 计算模型及数值计算方法

1.1 计算模型

计算模型由旋成体弹身及4片“×”型分布的弹翼组成,弹翼采用横向折叠的折叠方式,上下弹翼对向折叠,对称分布于弹身两侧。初始状态下,内翼和外翼间的角度为45°,随着折叠弹翼的展开,夹角逐渐增大,直至夹角为180°,完全展开。计算模型示意图如图1所示。

1.2 数值模拟方法

文中采用有限体积法对不同飞行状态下全弹,特别是折叠翼的气动特性进行了数值模拟,控制方程采用三维雷诺平均Navier-Stoke方程组,其形式如下:

其中:Q为守恒量;F、G、H为无粘通量;Fv、Gv、Hv为粘性通量。同时,湍流模型采用两方程k-ωSST模型。

1.3 折叠翼展开动力学分析

折叠翼在展开过程中受到多种力的作用,且其运动过程与受力之间存在耦合作用。针对文中的计算模型,在展开过程中,折叠翼上的主要作用力矩有扭杆产生的力矩、摩擦力矩、重力力矩及气动力产生的力矩。其中,扭杆产生的力矩与展开角度成线性关系,气动力矩与展开角度相关。

折叠翼展开运动过程的动力学方程为:

其中:Jw为折叠翼的转动惯量;GIp为扭杆的抗扭刚度;θw为折叠状态时外翼的转动角度;θ0是扭杆的预扭角度;Ml为气动阻力产生的力矩;Mf为摩擦力矩。

1.4 计算结果验证

为了验证数值模拟方法和网格的可靠性,对全弹气动力的数值模拟和风洞试验结果进行了比较。图2是当Ma=0.4时,某导弹模型弹翼折叠及展开状态下,全弹纵向气动力的数值模拟和风洞试验结果比较。从中可以看出,弹翼折叠对全弹的纵向气动力产生重要影响,将使升力系数减小,静稳定度降低。通过相同状态下气动力计算、试验结果的比较可以看出,在计算迎角范围内,纵向气动特性的计算结果与试验结果基本一致,计算方法正确,计算结果可信。

图3是地面试验状态下,折叠翼展开运动过程的试验与计算结果比较。从中可以看出,折叠翼展开运动特性的计算结果与试验结果较为吻合,说明计算采用的计算方法正确,计算结果可信。

2 计算结果与分析

2.1 折叠翼气动特性

文中首先对折叠翼的静态气动特性进行了分析,其展开角度为0°、45°、90°、135°。计算结果中气动力(力矩)系数的参考面积为折叠部分弹翼面积,参考长度为折叠部分弹翼弦长。

图4是当v=20 m/s时,不同折叠翼展开角度下,迎、背风侧折叠翼法向力系数、扭转力矩系数随攻角的变化曲线,其中,法向力方向为垂直于折叠翼,绕扭杆逆时针方向为正,扭转力矩为绕扭杆,指向x轴方向为正。从图4可以看出,迎、背风侧折叠翼法向力、扭转力矩随着攻角均线性增大。背风侧气动力系数均小于迎风侧,这主要是背风侧折叠翼流动受到迎风侧流动的干扰作用,导致气动效率降低,气动力大幅下降。随着展开角度的增大,迎风侧折叠翼流动对背风侧折叠翼流动的干扰作用将逐渐减弱,气动效率提高。同时,随着折叠翼展开角度的增大,迎风侧、背风侧折叠翼法向力、扭转力矩基本表现出先增大后减小的变化规律,其变化主要是由折叠翼投影面积及气动干扰变化引起的。

2.2 折叠翼展开特性

针对气动力对折叠翼展开运动过程的影响,文中分析了小攻角、低速情况下折叠翼的展开过程及飞行参数影响。由于导弹在离箱后普遍存在低头运动,导致飞行状态为负攻角飞行。因此,文中首先研究了负攻角状态下折叠翼的展开过程。

图5是当来流速度v=0～60 m/s、α=-4°时,迎、背风侧折叠翼展开角度随时间变化曲线。从图5可以看出,各速度时,迎、背风侧折叠翼展开角速度、时间均不相同,即折叠翼展开不同步。迎风侧折叠翼展开所需时间长于背风侧。由于气动力矩对背风侧折叠翼展开起推动作用,因此,随着来流速度的增大,背风侧折叠翼展开角速度增大,展开所需时间减小,但由于气动力矩相对较小,其对展开时间的影响也相对较小,计算状态下展开时间变化量仅在0.005 s内。由于气动力矩对迎风侧折叠翼展开起阻碍作用,且气动力矩相对较大,因此,随着来流速度的增大,迎风侧折叠翼展开角速度减小,展开所需时间显著增加。

随着来流速度的增大,气动效应的增强,迎风侧、背风侧折叠翼开展的同步性进一步减弱,当风速由0增大到40 m/s时,折叠翼展开时间差由0.055 s增加到0.1 s。同时,影响折叠翼展开同步性的主要部件是背风侧折叠翼展开时间。

特别值得注意的是,当v=60 m/s时,在气动力矩的阻碍作用下,迎风侧折叠翼无法展开到锁定位置,折叠翼展开失败,不能按照设计要求正常工作。气动力矩不只影响折叠翼的同步性,甚至影响其弹翼功能的实现,因此,在进行折叠翼设计时,应充分考虑气动力的影响。

图6是当v=20 m/s、不同攻角时,迎、背风侧折叠翼展开角度随时间变化曲线。从中可以看出,随着攻角的减小,气动力矩作用增强,背风侧折叠翼受到的展开角速度增大,展开所需时间减小;迎风侧折叠翼展开角速度减小,展开所需时间增长。迎、背风侧折叠翼展开时间增长,同步性进一步减弱。当攻角由0°减小到-8°时,折叠翼展开时间差由0.056 s增加到0.075 s。

2.3 风干扰对折叠翼展开特性影响

在导弹发射过程中,普遍存在着风干扰。虽然理想状态下(无风时),导弹离箱后普遍为负攻角飞行,但发射时的风干扰,将会产生附加攻角和附加侧滑角,使导弹在正攻角或者侧滑角状态下飞行,从而折叠翼所受气动力发生变化,进一步影响折叠翼的展开过程。

图7是当α=4°、β=0°时,不同飞行速度下折叠翼展开角度及角速度随时间的变化。正攻角飞行条件下,迎风侧展开时间小于背风侧,但随着飞行速度的增大,迎风侧展开时间增大,背风侧减小,从而使折叠翼展开时间逐渐减小,同步性增强。同时,与负攻角飞行时相比,折叠翼展开时间逐渐减小,同步性增强。

图8是当α=0°、β=4°、v=20 m/s、60 m/s时,折叠翼展开角度随时间的变化曲线。由于重力、气动力对4片折叠翼的影响均不相同,导致4片折叠翼的展开运动过程也均不相同。由于重力对背风侧下折叠翼的展开运动作正功,其气动力相对迎风侧较小,因此,其展开所需时间最短;迎风侧上折叠翼的受力状态相反,其展开时间最长。当v=20 m/s时,折叠翼展开最长时间为0.195 s,不同步时间为0.041 s。与α=4°、β=0°时相比,展开时间有所减小,同步性增强。当v=60 m/s、α=0°、β=4°时,与α=4°、β=0°时相比,迎风侧折叠翼可完全打开,不会出现折叠翼展开失败的问题。

总体而言,侧滑状态下,折叠翼的展开时间与正攻角时相比有所减小,同步性提高,但由于四片折叠翼展开过程均不一致,均会诱导出滚转力矩,使全弹在折叠翼展开过程中产生一定的滚转,不利于全弹的稳定控制。

2.4 发射角对折叠翼展开特性影响

在导弹实际发射过程中均存在一定的发射角。发射角的存在将导致重力做功减小,对折叠翼展开运动过程产生影响。针对该问题,对不同发射角下折叠翼的展开运动过程进行了分析。

图9是当v=20 m/s、α=-4°时,不同发射角条件下,迎、背风侧折叠翼展开角度随时间变化曲线。由于随着发射角的增大,重力做功减小,因此,背风侧折叠翼展开角速度减小,展开所需时间增长;迎风侧折叠翼展开角速度增大,展开所需时间减小,折叠翼展开的同步性有所提高。当发射角由0°增大到60°时,迎、背风侧折叠翼展开时间差由0.056 s减小到0.033 s。

3 结论

文中采用数值模拟方法研究了低速条件下,不同状态时折叠翼的气动特性,分析了横向折叠翼展开运动过程以及各因素对展开运动特性的影响。结果表明:迎风侧、背风侧折叠翼法向力、扭转力矩随着攻角的增大均线性增大,且正攻角情况下,背风侧气动力系数均小于迎风侧气动力系数。随着展开角度的增大,迎风侧、背风侧折叠翼法向力、扭转力矩基本表现出先增大后减小的变化规律。负攻角情况下,两侧折叠翼展开运动过程不一致,迎风侧折叠翼展开所需时间长于背风侧,随着来流风速、攻角的增大,两侧折叠翼开展的同步性进一步减弱;随着射角的增大,折叠翼展开的同步性有所提高;与攻角状态下相比,侧滑状态下,折叠翼的展开时间有所减小,同步性提高。

对于采用折叠翼的导弹,通过前后滑块同时离箱等方式,降低离箱时的飞行攻角,并减小飞行速度,可减小折叠翼展开时的气动力矩,有助于提高折叠翼展开的同步性,降低展开难度,提高可靠性。

参考文献:

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[8] 梁均一. 离箱扰动和折叠翼展开数学模型研究 [J]. 上海航天, 1997(4): 3-9.