一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

刘 述,武 溪,瞿伯红

(湖南云箭集团有限公司,湖南 长沙 410081)

小型多用途精确制导炸弹近年来得到长足的发展。从2001年起,美国波音公司作为主承包商开始为美国空军研制新一代小型化精确制导炸弹,即小型灵巧炸弹(small diameter bomb,SDB)[1],它是美国空军机载武器系列中体积最小、质量最小的精确制导炸弹。2008年F-22A战斗机首次在超声速条件下成功地实现制导炸弹从内埋武器舱的安全分离和投放。作为升级产品,SDB II是可对小型或移动目标实施高精度打击且附带毁伤风险最低的新一代武器。此外,先进的自动导引头、足够远的飞行距离以及极小的雷达和红外信号特征,使得这种新型武器能够安全攻击射程达到100 km的现代防空系统[2]。

SDB I和SDB II的弹翼展长、弹径尺寸和全弹长等主要外形参数是比较相似的。但在外观上如图1所示SDB I和SDB II两者有较大的区别,SDB I的增程弹翼采用的是钻石背弹翼布局,而SDB II采用的是刀形伸展翼片。

图1 美国SDB系列小型多用途精确制导炸弹

与国外相比,我国精确制导武器小型化技术还处于起步阶段。小型化灵巧炸弹是目前和将来制导航空弹药发展的主要方向之一,其应用前景非常广阔[3]。

为满足小型化制导航空弹药在严格尺寸包络下的高升阻比气动布局要求,尽可能地减小在挂载状态下的全弹外形尺寸,本文提出了一种将“重叠式”可折叠弹翼组件应用在小型化滑翔型制导航空弹药中的方法,以解决高性能滑翔弹翼设计以及紧凑型高升阻比气动布局等相关技术难题。

本文以美国SDBII型制导炸弹的近似模型为研究模型,通过数值模拟、风洞试验与弹道仿真相结合的方法,研究大展弦比重叠式可折叠弹翼组件在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,并对该气动布局的全弹气动特性进行预估与计算。

1 大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局

该“重叠式”弹翼组件由左、右2个翼面,弹翼安装与伸展机构组成。弹翼展开状态,2个翼面顺航向看呈左低右高布置;在弹翼收拢状态,左、右翼面呈重叠状折叠收于弹体表面;左、右弹翼弦平面垂向存在一定的间距。重叠式弹翼组件弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,相对于钻石背弹翼组件结构更为简洁紧凑,成本更低。图2为重叠式弹翼组件与面对称平直式弹翼组件在相同收翼状态尺寸包络要求下的模型对比图。

图2 重叠式弹翼组件与面对称平直弹翼组件的模型示意图

1.1 弹翼平面参数

采用大展弦比机翼需要对后掠角和展弦比进行合理的设计和折中,既要考虑到提高升力线斜率降低诱导阻力,又要尽量提高临界马赫数,同时还要兼顾到全弹的横向静稳定性设计等[4]。鉴于弹翼伸展机构与工艺性等方面的综合考虑,弹翼的平面参数如下:翼面形状为平行四边形,即梢根比为1的等弦翼;展开状态下,全弹翼展为1 600 mm,展弦比为9.5,后掠角为26°。

1.2 弹翼剖面参数

对于大展弦比弹翼,弹翼剖面应采用高性能翼型,其设计和选择是气动布局设计的一项关键技术[5]。翼型几何外形的不同,直接影响到弹翼的流动特性,从而对弹翼的升阻和力矩特性等产生影响。对小直径炸弹弹翼翼型的设计主要考虑以下几方面:①失速特性好,适合中等雷诺数飞行(基于弹翼弦长的雷诺数在百万量级);②设计升力系数较大,零升低头力矩较小;③临界Ma高,阻力发散Ma大;④弯度、相对厚度适中,工艺性较好等。

基于以上考虑,本文采用N-S方程离散伴随算法和序列二次规划进行了高性能翼型设计研究,设计翼型采用该产品方案弹道典型飞行条件,Ma=0.75,升力系数CL=0.7,基于弦长的雷诺数Re=1×106,保持弦长和面积不变,以弹翼翼型阻力最小为设计目标对翼型的厚度分布、弯度变化等进行优化分析。

设计变量如下:

(1)

(2)

式中:x,y为弹翼翼型表面坐标;下标p和q分别表示翼型的上表面和下表面,下标k表示初始翼型;gi为形状函数;yp,k和yq,k为初始翼型的上表面和下表面的坐标;各形状函数的权系数δi就是设计变量,其中n=np+nq为设计变量个数[6]。

目标函数最优化问题:

(3)

式中:x为n维向量(设计变量);目标函数f(x)和约束函数ci均为定义于Rn中的二阶连续可微分函数[6];m和me为非负整数,是约束条件的样本点。

采用NACA-64410层流翼型作为初始外形(攻角α=2.5°),经过优化迭代,得到了在设计状态无激波的目标翼型,图3为初始翼型和目标翼型的外形比较。

图4为初始翼型和目标翼型的流场等密度线分布比较图。

图3 初始翼型和目标翼型外形比较图(Ma=0.75,α=2.5°)

图4 初始翼型和目标翼型流场等密度线分布图

1.3 全弹气动外形参数

全弹采用正常式大展弦比气动布局,即旋成体弹身+上单翼重叠式弹翼+“×”形全动尾翼。弹体采用常规的旋成体布局,由头部、整流罩、柱段和收缩尾段组成。尾翼采用全动翼面,既作为安定面,又作为操纵面。尾翼布局形式采用了“×”形尾翼布局形式,为便于分析研究,本文参照美国SDBII型制导炸弹设计计算模型,模型全弹长1 800 mm,尾舵展长550 mm。

2 全弹气动特性计算与分析

采用CFD计算与风洞试验相结合的方法获得全弹收翼状态和展翼状态气动参数[7],获取全弹升阻特性,并对俯仰力矩与纵向静稳定性、航向气动特性以及展翼状态下左右弹翼高度差对气动特性的影响进行了分析。力矩参考点为全弹长的45%,风洞试验工况:Ma=0.6,0.9,1.2,攻角α=-6°～12°。风洞试验如图5所示。

图5 风洞试验

2.1 升阻特性分析

升阻特性是决定飞行器飞行性能的关键因素之一。对于无动力滑翔的飞行武器来说,升阻特性尤其重要[8],决定了全弹的飞行性能,通过风洞试验获得计算模型升阻特性,全弹收翼状态与展翼状态升阻比曲线如图6和图7所示,图中,K为升阻比,α为攻角。

图6 收翼展舵状态全弹升阻比

图7 展翼展舵状态全弹升阻比

图7所示结果表明:全弹具有良好的升阻特性,Ma=0.6时,最大升阻比可达9.7;Ma=0.8时,最大升阻比可达9.5;全弹最大升阻比随着Ma的增大下降较大,由此可知该气动布局在亚音速飞行可以发挥其最优滑翔性能,同时,全弹弹翼采用复合材料蒙皮骨架结构,强度和气动弹性均满足工程实践要求。

2.2 俯仰力矩与纵向静稳定性分析

全弹收翼状态与展翼状态全弹俯仰力矩系数曲线如图8和图9所示,图中,mz为俯仰力矩系数。

图8 收翼展舵俯仰力矩系数曲线

图9 展翼展舵俯仰力矩系数曲线

全弹收翼基本状态与展翼基本状态在小攻角(α=-2°～4°)范围内,纵向静稳定导数U随Ma的变化曲线如图10和图11所示,纵向静稳定导数U随Ma的变化值为小攻角(α=-2°～4°)范围内的纵向静稳定导数均值。

图10 收翼状态下全弹纵向静稳定导数变化曲线

图11 展翼状态下全弹纵向静稳定导数变化曲线

由图10和图11可见,在Ma=0.4～1.8的范围内,全弹均保持纵向静稳定。在典型飞行条件Ma=0.6和Ma=0.8时,全弹纵向静稳定裕度分别为3.95%和3.2%。在Ma=0.8时,全弹纵向静稳定裕度最低,在跨声速范围,随着马赫数的增大,全弹基本状态静稳定裕度减小。由于全弹需要一定的机动性,配合STT控制方式,纵向静稳定裕度在3%～4%之间,既能保证全弹飞行姿态的稳定,又能满足机动飞行的要求,总体来说,该气动布局全弹在展翼状态下具有合适的纵向静稳定裕度。

收翼状态全弹的俯仰力矩曲线见图8。图示曲线为Ma=0.6,0.9,1.2的试验结果。在收翼状态下,重叠式弹翼收拢位于弹体表面,由于尾舵翼的稳定作用,在试验迎角范围内全弹均能保持纵向静稳定。

全弹在亚声速范围内的压心位置约在距弹体头部全弹长的65%位置处,超声速时压心位置又逐渐前移。从以上分析可以看出,在所试验的马赫数范围内,小攻角时,全弹具有较为优良的纵向静稳定裕度。

2.3 左、右弹翼高度差对气动特性的影响分析

图12 重叠式弹翼布局在不同马赫数下的滚转力矩系数曲线

图13 不同马赫数下舵面滚转力矩系数导数曲线

3 典型弹道仿真计算

为了验证该重叠式弹翼组件的滑翔性能,本文对应用该弹翼组件的小直径滑翔型航空弹药进行三自由度弹道仿真,仿真模型如下:

(4)

式中:mt为弹体质量;ρ为空气密度;v为合速度;vx,vy,vz为3个方向的分速度;Cx为阻力系数;Cy为升力系数;Cz为侧向力系数;S为气动参数的参考面积;t为时间;x,y,z为位置坐标;g为重力加速度。采用四阶龙格库塔法求解弹道方程[9]。

全弹质量为100 kg,在调整弹翼的安装角后,全弹的最大升阻比在α=4°左右出现,本文采用定4°攻角飞行进行弹道仿真计算,进而验证全弹的滑翔性能,图14是投放高度为12 000 m,投放速度为1 000 km/h的射程-高度、速度-时间曲线图。

图14 投放高度为12 000 m且投放速度为1 000 km/h的仿真结果

图15是投放高度为8 000 m,投放速度为300 km/h的射程-高度、速度-时间曲线。

从计算结果可以看出,在投放高度12 000 m,投放速度1 000 km/h的投放条件下,全弹的飞行距离达到23 549.3 m,弹的末端速度为234.6 m/s,弹道倾角为-22.1°;在投放高度8 000 m,投放速度300 km/h的投放条件下,全弹的飞行距离达到6 688.9 m,弹的末端速度为263.1 m/s,弹道倾角为-35.8°。由弹道仿真结果可知,该气动布局在亚声速和跨声速区域投放的滑翔性能优越,末速较高。

图15 投放高度8 000 m且投放速度300 km/h的仿真结果

4 结论

本文对“重叠式”可折叠弹翼组件在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用进行了研究,通过风洞试验分析了全弹应用“重叠式”可折叠弹翼组件的气动特性,并对典型弹道进行仿真计算,得到结论如下。

①在严格尺寸包络下“重叠式”可折叠弹翼组件相对于面对称平直弹翼可大幅增加弹翼弦长,增加弹翼升力面;相对于钻石背弹翼组件结构更为简洁紧凑,成本更低,全弹展翼状态升阻比可达到9.7,通过对翼型优化设计,可以有效解决高性能滑翔弹翼设计以及紧凑型高升阻比气动布局问题,尽可能减小在挂载状态下的全弹外形尺寸,在保证全弹滑翔性能的同时提高小型化滑翔型制导航空弹药的挂载条件,有效解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。

②全弹使用适当尾舵展长的“×”形尾翼布局形式,“重叠式”可折叠弹翼组件由于左右弹翼高度差所引起的滚转力矩值相对滚转舵操纵效率值为极小量,因此在无侧滑的情况下,左右弹翼高度差引起的滚转力矩量值是完全可控的,不会影响全弹的气动性能。

③使用该气动布局的小型化滑翔型制导航空弹药的全弹射程较为理想,末速较高,具备高效远程打击能力。