简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

2019-03-27党建涛邹延兵

弹道学报 2019年1期

党建涛,封锋,邹延兵

(1.南京理工大学机械工程学院,江苏南京 210094;2.武汉高德红外股份有限公司,湖北武汉 430014)

现代战场形势复杂多变,传统无控弹药已无法满足现代战场精确打击的要求,各种制导弹药的研制成为武器发展的主要方向。精确制导组件(precision guidance kit,PGK)是一种新型弹箭制导技术,首先被美国研制并应用于旋转控制的二维弹道修正炮弹[1-3]。该制导技术采用固定鸭舵结构,通过控制弹头外组件的单向滚转通道,使固定鸭舵相对弹体反向旋转,进而控制“操纵舵片”的偏转方向,为弹道修正提供需要的修正力,实现制导弹箭的二维弹道修正[4-6];该制导技术执行机构及控制方式简单,制导精度高,具有很好的应用前景。将此PGK型制导方式应用于普通尾翼火箭弹,将其改造成固定鸭舵简控火箭弹,可使其具备精确打击能力。因火箭弹在飞行中尾翼受空气动力作用带动弹体绕弹轴顺时针旋转(沿弹轴前视),而固定鸭舵组件在“旋转舵片”的带动下相对弹体反旋,即固定鸭舵与尾翼同时旋转,这使得固定鸭舵火箭弹的气动特性研究较为复杂。

本文采用数值模拟方法,对固定鸭舵简控火箭弹气动特性进行仿真研究,得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵反旋角)条件下鸭舵和尾翼产生的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数及火箭弹流场压力分布,研究弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律,重点分析舵翼之间的气动干扰特性。研究结果用于简化固定鸭舵火箭弹的气动特性研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率,为固定鸭舵式布局弹箭气动和弹道设计提供一定的参考依据。

1 气动计算说明与算法验证

1.1 物理模型

本文通过数值计算得到某固定鸭舵式二维弹道修正炮弹(模型A)的气动参数,并与实验数据进行比较,验证数值方法的适用性和可靠性,进而数值仿真拓展研究固定鸭舵简控火箭弹(模型B)的气动特性。模型A与模型B气动布局及主要外形参数分别如图1和表1所示,表1中L为弹长,λB为弹体长径比,ε为舵翼相对夹角(鸭舵反旋角),δ为舵偏角,εW为尾翼斜置角。

图1 弹道修正炮弹模型A与简控火箭弹模型B布局示意图

表1 弹道修正炮弹模型A与简控火箭弹模型B主要外形参数

本文对模型B设置4种L(λB)方案,并对L=1 150 mm的模型B设置4种ε方案。因为鸭舵组件相对弹体的反旋特性,以及6片尾翼的周向均匀分布,舵翼之间相对夹角以60°为一个周期。假设火箭弹飞行中任意瞬时都处于平衡状态,这里以一个周期内迎弹头方向鸭舵组件相对尾翼依次逆时针旋转0°,15°,30°,45°,即舵翼间相对夹角ε为0°,15°,30°,45°的4种夹角方案为代表,模拟固定鸭舵相对尾翼反旋到的任意相对位置,以此研究舵翼间任意瞬时平衡状态下的气动特性。以L=1 150 mm,ε=0°的模型B作为固定鸭舵简控火箭弹基准布局,其余布局方案在此基础上按照表1给出的模型B外形参数进行变换。为了便于仿真计算,计算中对模型B做必要的简化,数值计算固定鸭舵火箭弹由鸭舵和尾翼产生的气动参数,研究鸭舵和尾翼气动特性变化规律及舵翼之间的气动干扰特性。这里要强调的是,本文在弹箭气动力矩系数计算时皆选择弹体质心为力矩参考点。

1.2 数值模型

应用数值模拟方法对本文模型A与模型B进行气动特性数值计算,控制方程采用三维可压缩黏性流动的N-S(Navier-Stokes)方程[7]。采用有限体积法进行控制方程的离散化,湍流模型采用适用于空气动力学流动的S-A(Spalart-Allmaras)模型。

积分形式的N-S方程:

(1)

式中:矢量H为源项;W,F,G称为通量项,分别定义为

(2)

式中:u,v,w为流体沿坐标轴x,y,z方向的流动速度;ρ,E和p分别为流体的密度、单位质量总能和压力;τ为黏性应力张量;q为热流通量;A为表面面积矢量。

S-A模型输运方程:

(3)

计算中采用三维基于密度的隐式求解器求解可压缩空气流动,设远方空气来流条件为计算初始条件,弹体表面采用无滑移绝热固壁条件。

1.3 算法验证

为了验证本文数值方法对于固定鸭舵式弹箭气动计算的适用性和可靠性,对模型A在来流马赫数分别为0.8和2的条件下随攻角α变化的气动参数进行数值计算,并将计算结果与风洞实验数据进行对比分析,相关实验数据可参考文献[8]。

图2～图4分别给出了模型A阻力系数Cx、升力系数Cy以及俯仰力矩系数mz数值计算值与风洞实验值的对比。

分析图2～图4可以看出,模型A气动参数数值计算结果与实验数据吻合度较好,其中阻力系数误差较大,这可能是因为亚跨声速时空气来流流场复杂,计算机仿真模拟的亚跨声速流场与真实亚跨声速空气流场有一定差别,但其最大误差不超过15%;升力系数和俯仰力矩系数均与实验值高度吻合,误差完全可以忽略。因此,本文数值计算方法具有一定的计算精度,满足对固定鸭舵式弹箭气动计算的可靠性和适用性,可以在一定程度上为固定鸭舵式弹箭设计提供气动特性的计算依据。

图2 模型A阻力系数计算值与实验值的比较

图3 模型A升力系数计算值与实验值的比较

图4 模型A俯仰力矩系数计算值与实验值的比较

2 计算结果与分析

2.1 尾翼对固定鸭舵弹箭气动特性的影响

图5～图7分别为模型A和基准布局下的模型B在来流马赫数为1.5条件下,数值计算得到的全弹阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数随攻角的变化曲线。

图5 模型A、模型B阻力系数的比较

由图5可见,小攻角范围内模型A与模型B阻力系数总体变化趋势相同,随攻角的增大先减小再增大,在α=0°附近取得最小值,符合弹箭气动规律;而模型B阻力系数随攻角变化率较模型A偏大。这是因为模型B带有尾翼,且模型B与模型A存在弹形偏差,使模型B较模型A的迎风面积随攻角变化率更大。

图6 模型A、模型B升力系数的比较

由图6可见,小攻角范围内模型A与模型B升力系数总体变化趋势相同,随攻角的增大升力系数数值先负向减小再正向增大,近似呈线性变化趋势;因两者正向舵偏角的存在,α=0°时的升力系数稍大于0;而模型B较模型A升力系数随攻角变化率偏大,使得在正、负攻角时模型B升力系数数值较模型A更大。这是因为模型B存在尾翼使模型B较模型A有效升力面的面积随攻角变化率更大。

图7 模型A、模型B俯仰力矩系数的比较

由图7可见,小攻角范围内模型A与模型B俯仰力矩系数总体变化趋势相同,随攻角的增大俯仰力矩系数数值先正向减小再负向增大,近似呈线性变化趋势;而模型B较模型A该系数数值变化率略小,且因两者正向舵偏角的存在,α=0°时的俯仰力矩系数稍小于0,模型A较模型B的俯仰力矩系数数值存在一定的负向偏量。这是因为模型B存在尾翼,其对俯仰力矩变化起到一定的抑制作用,使模型B俯仰力矩变化更缓慢;模型A正向舵偏角大于模型B,使模型A在任意攻角时的有效舵偏角和垂直于弹轴的鸭舵有效受力面积大于模型B,因此模型A鸭舵可提供更大的负向俯仰力矩,使模型A俯仰力矩系数较模型B存在一定的负向偏量。

由上可知,由于尾翼对弹箭固有的增阻、增加升力和抑制俯仰的效果,相较无尾翼式固定鸭舵弹丸而言,尾翼的存在为尾翼式固定鸭舵火箭弹气动特性研究增加了一定的复杂性。

2.2 鸭舵和尾翼之间的气动干扰特性

图8～图10分别为模型B在来流马赫数为1.5条件下,数值计算得到的4种弹长方案下由鸭舵和尾翼产生的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数随攻角的变化曲线,其中WING1代表鸭舵,WING2代表尾翼。

图8 不同弹长模型B鸭舵和尾翼产生的阻力系数

由图8可见,尾翼较鸭舵产生的阻力系数偏大,这是因为尾翼比鸭舵总的受力面积大。由鸭舵产生的阻力系数随攻角的增大而增大,这是由于固定鸭舵向上舵偏角的存在,使在α=-3°～+8°的区间内等效舵偏角一直为正,且随攻角增大,鸭舵等效舵偏角及迎风面积也随之一直增大;尾翼产生的阻力系数随攻角的增大先减小再增大,α=0°时最小,这是因为尾翼在弹体尾部周向均匀分布,α=0°时尾翼有效受力面积最小。

由图9可见,小攻角范围内鸭舵产生的升力系数一直为正值,且随攻角的增大呈线性增大趋势。这是因为在α=-3°～+8°的区间内等效舵偏角一直为正,且随攻角增大鸭舵等效舵偏角及垂直来流受力面积也随之一直增大;由尾翼引起的升力系数随攻角的增大先负向减小再正向增大,近似呈线性变化趋势。

图9 不同弹长模型B鸭舵和尾翼产生的升力系数

由图10可见,鸭舵产生的俯仰力矩系数一直为负值且随攻角的增大其数值呈负向线性增大趋势;由尾翼产生的俯仰力矩系数随攻角的增大先负向减小再正向增大,近似呈线性变化趋势。

综合图8～图10可见,在弹长为1 350 mm,1 150 mm,950 mm时,由鸭舵和尾翼产生的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数数值基本相同;在弹长减至750 mm时,鸭舵产生的气动参数数值维持不变,而由尾翼产生的气动参数数值均有所减小。可知在此弹长下由鸭舵产生的扰动空气流已经干扰到尾翼翼片附近的自由空气来流,使作用在尾翼上的气动力较自由来流造成的气动力发生变化,由此对尾翼造成气动干扰。

进一步对不同弹长的模型B进行流场压力分析,图11为模型B在Ma=1.5,α=3°的条件下弹长分别为750 mm,950 mm,1 150 mm,1 350 mm时Z=0截面上的压力p分布云图。由图可见,弹头激波和鸭舵激波在传播中合为一道激波,并在波后形成扰动气流,扰动气流经鼻锥与弹体连接处膨胀向后传播,在弹长为750 mm时扰动气流已传播至尾翼位置,对尾翼造成气动干扰,而在弹长为950 mm时由鸭舵造成的扰动气流在流经尾翼之前便恢复为自由来流压力,之后随着弹长的增大气压恢复位置距尾翼越远,不再对尾翼造成气动干扰。

由以上气动参数及流场分析可见,鸭舵和尾翼之间无气动干扰时对应的最小弹长为950 mm,此时对应的火箭弹长径比约为8.8,因此对于模型B在长径比不小于8.8时,可近似认为鸭舵与尾翼之间不存在气动干扰,两者产生的空气动力作用可分开研究。这为固定鸭舵火箭弹气动研究提供了参考依据,且可简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法并提高其气动外形的设计效率。

2.3 舵翼间气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况的适用性验证

本文模型B基准弹体布局长径比为10.7,大于上述结论中鸭舵与尾翼间气动干扰可忽略时要求的最小弹体长径比。本文以该弹体布局为基础改变舵翼之间的相对夹角,验证舵翼间气动干扰特性对不同的舵翼相对夹角(鸭舵反旋角)情况的适用性。图12～图14分别为来流马赫数为1.5条件下,数值计算得到的4种舵翼相对夹角方案下由鸭舵和尾翼产生的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数随攻角的变化曲线。

由图12可见,鸭舵和尾翼产生的阻力系数随攻角变化总体趋势与2.2节中相同,而负攻角时舵翼相对夹角ε越大,鸭舵阻力系数越大;正攻角时ε越大,其阻力系数越小,且小攻角范围内攻角越大,这种变化幅度越大。这是因为负攻角时ε越大鸭舵有效迎风面积越大,正攻角时此情况刚好相反,且攻角越大,随ε增大鸭舵有效迎风面积变化越明显;由尾翼产生的阻力系数随ε增大无明显变化。

由图13可见,鸭舵和尾翼产生的升力系数随攻角变化总体趋势与2.2节中相同,而舵翼相对夹角ε越大,各攻角下的鸭舵升力系数越小,且随ε线性增大,鸭舵升力系数减小幅度相对均衡。这是因为随ε线性增大,垂直于来流方向的鸭舵有效升力面积也因几何关系随其线性减小;由尾翼产生的升力系数随ε增大无明显变化。

图14 不同舵翼相对夹角模型B鸭舵和尾翼产生的俯仰力矩系数

由图14可见,鸭舵和尾翼产生的俯仰力矩系数随攻角变化总体趋势与2.2节中相同,而舵翼相对夹角ε越大,各攻角下鸭舵产生的俯仰力矩系数数值越小,且随ε线性增大,鸭舵俯仰力矩系数减小幅度相对均衡。这是因为随ε线性增大,垂直于弹轴的鸭舵有效受力面积也因几何关系随其线性减小,从而造成鸭舵受力对弹体质心的俯仰力矩线性减小;由尾翼产生的俯仰力矩系数随ε增大无明显变化。

进一步对不同鸭舵反旋角(舵翼相对夹角)的模型B进行流场气压分析,图15为模型B在Ma=1.5,α=3°的条件下鸭舵反旋角ε分别为0°,15°,30°,45°时Z=0截面上的压力p分布云图。由图可见,因鸭舵反旋角不同,作用在鸭舵上的压力分布有所变化,但由弹头和鸭舵引起的激波面及波后压力分布并无明显变化,且随鸭舵反旋角的变化波后扰动气流的气压恢复位置基本不变,尾翼上的压力分布不变,鸭舵未对尾翼造成气动干扰。