旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

2021-10-08陈少松

弹道学报 2021年3期

姚鹏,陈少松

(南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京 210094)

现代战争中,为攻击敌对目标削弱甚至使其丧失反击能力,需要优先考虑采用远程打击武器进行火力压制与单位杀伤,因此增程是当今弹箭发展的重要方向之一。滑翔增程弹是一种采用控制方法增程的新型弹箭[1]。旋转飞行的鸭式布局弹箭,通过控制舵片正弦打舵,使弹头产生始终向上的升力以平衡弹箭自身的重力且不产生侧向力,使弹箭克服重力飞行从而达到增程目的。如图1所示,弹箭为“十”字布局,滚转角φ=ωt,记Am为最大舵偏角,俯仰舵舵偏角δ1=Amcosφ,方向舵舵偏角δ2=Amsinφ,若攻角为0°,在鸭舵处轴向平面内记俯仰舵合力为F1,方向舵合力为F2,有:

图1 正弦打舵鸭舵控制图

竖直方向合力:

侧向合力:

此时舵面合力竖直向上,侧向力抵消[2]。

当鸭式布局的鸭舵按正弦打舵时,滚转至非对称姿态下鸭舵会对尾翼形成非对称洗流干扰,从而产生滚转力矩和侧向力,影响弹箭的飞行控制,从而降低弹箭命中率。

对于鸭式布局弹箭,国内外学者在鸭舵滚转控制气动方面都做了大量研究。SILTON对短长径比的固定尾翼鸭式布局弹箭做了气动分析[3-4],为了研究鸭舵进行滚转控制时尾翼滚转力矩产生的原因,分析了每片尾翼上的滚转力矩以及流动区域变化,发现随着攻角绝对值的增加,舵梢涡对尾翼的影响逐渐缩小,且尾翼滚转力矩主要受当地攻角影响。文献[5]针对弹箭的鸭舵与尾翼干扰产生诱导滚转力矩的问题,采用半经验气动计算程序研究不同尾翼几何参数下鸭舵对尾翼滚转力矩影响的大小,该研究发现:随着尾翼展长增加,攻角增加,诱导滚转力矩增加;小攻角下,舵尾间距的影响不大,大攻角下,舵尾间距越小,诱导滚转力矩越大。国内,薛明等对某鸭式布局弹箭滚转控制时流场的气动特性进行了实验分析,提出了通过调节鸭式布局弹箭舵尾间距和鸭舵安装位置等方法减小尾翼滚转力矩的方法[6]。

目前对旋转体制下鸭舵正弦打舵状态气动特性的研究很少。本文采用CFD技术对旋转体制下某式布局弹箭进行数值模拟,重点研究鸭舵正弦打舵滚转周期中的非对称姿态气动力变化,结合风洞实验与数值计算结果,分析舵-身-翼的干扰效果,研究弹箭正弦打舵时对全弹气动特性的影响。

1 风洞实验与结果分析

1.1 实验方法

实验模型如图2所示,由头部、圆柱中段、带8片尾翼尾部组成,头部装有4片鸭舵可对弹箭进行俯仰、滚转、偏航操纵。定义舵偏角为δ,方向由弹头向弹尾方向看后缘左偏为正;定义滚转角为φ,从弹头方向看逆时针滚转为正,鸭舵与尾翼的布局与编号如图3所示。使用4组舵偏角进行风洞实验,马赫数取5组,即Ma=0.9,1.0,1.2,2.0,2.5;取攻角α=0°,±1°,±2°,4°,6°,8°。参考长度为全弹长L,滚转力矩参考长度为弹径D,参考面积S=πD2/4,参考点取质心距弹顶点0.56L,参考坐标系取弹体系。

图2 鸭式布局弹箭模型

图3 鸭舵和尾翼布局

风洞实验来流参数如表1所示。

表1 风洞实验条件

采用滚转1/4周期内的4组舵偏模型,滚转角φ=0°,15°,30°,45°。为方便实验,令俯仰舵始终为最大舵偏角,即δ=Am=10°,方向舵δ=Amtanφ。定义模型为S1,S2,S3,S4,如图4所示。

图4 滚转周期中鸭舵的4种姿态

1.2 实验结果分析

对模型S1～S4进行静态风洞实验,以Ma=1.0为例,阻力、升力、俯仰力矩变化如图5～图7所示。

由图5,随滚转角的增大,方向舵舵片逐渐展开,攻角增大时弹箭迎风面积增加,鸭舵的实际攻角随攻角变化相同,因此阻力系数CD、升力系数CL均随攻角的增大而明显增大。CD与CL随滚转增加而增加不明显,需要对弹身部件提供的升力进行分析。

图5 Ma=1.0,CD随滚转角φ的变化

俯仰力矩系数Cm,z随攻角增加而减小,随滚转角增大而增大。Cm,z始终为正,说明压心在质心之前维持弹箭抬头飞行,如图7所示。由S1滚转至S4时,方向舵逐渐展开,当地攻角增大。随攻角增加,鸭舵的下洗增强,下洗流削弱了尾翼上的来流参数从而使S3,S4的正俯仰力矩增大。

图6 Ma=1.0,CL随滚转角φ的变化

图7 Ma=1.0,Cm,z随滚转角φ的变化

本文重点为研究正弦打舵下鸭舵洗流对滚转控制的干扰,发现在对称姿态下(S1,S4)滚转力矩随攻角增大且在0值附近波动,变化幅度不高;而当处于非对称姿态(S2,S3)时,滚转力矩在小攻角下随攻角增大而产生的明显幅值变化会干扰转速。如图8、图9所示,滚转力矩系数Cl在攻角达到8°时达到最大值,随马赫数变化在跨音速段Ma=0.9,1.0,1.2时,Cl先减后增,幅值变化不大;在Ma=2,2.5时,Cl迅速减小。

图8 模型S2滚转力矩系数Cl随攻角α变化

图9 模型S3滚转力矩系数Cl随攻角α变化

分析认为,鸭舵对尾翼的非对称洗流造成尾翼上压力分布不对称,从而导致尾翼上产生了滚转力矩。

2 数值计算与分析

从风洞实验中看出,当鸭舵处于非对称位置打舵时,全弹出现了滚转力矩,并且随着攻角的增加,非对称特性表现十分明显。为了研究产生这种现象的原因,需要研究鸭舵的洗流对全弹其他部件的气动干扰,为此开展了数值计算研究。

2.1 控制方程

控制方程采用三维积分形式N-S方程:

式中:t为时间;V为任意控制体;∂V为封闭控制体表面边界;S为控制体表面积;W为守恒变量;F为无黏通矢量;Fv为黏性通矢量,采用有限体积法、二阶迎风格式求解微分形式的N-S方程。

2.2 网格划分

三维网格如图10所示,计算时边界条件设置与风洞相应马赫数下的条件相同,近壁面采用“O”型网格技术加密。

图10 模型网格

2.3 收敛性验证

计算时为了分析舵翼的影响,需要对这一部分区域网格进行加密处理,选取S3模型,取Ma=2.5,攻角α=8°时数据做对比,N为网格数量,Cl为滚转力矩系数,η为各网格量滚转力矩数值与最大网格量对比数据误差。考虑到计算资源,总网格量取430万,如表2所示。

表2 网格收敛性验证

2.4 计算结果分析

数值计算结果与风洞实验结果有着相似的变化规律。对比各个部件的气动力数据变化,S1与S4模型为对称模型,滚转力矩在0值附近有波动,无明显规律。S2,S3模型全弹滚转力矩主要是由尾翼部分的滚转力矩组成的,如图11所示。鸭舵上产生的滚转力矩随攻角增大产生小波动,尾翼滚转力矩系数Cl,f随攻角增大先减后增;在4°时滚转力矩为负,在4°～8°范围随攻角增大迅速增大。S2模型不同马赫数下尾翼滚转力矩系数随攻角变化如图12所示,由图可见,α=-2°～4°时尾翼滚转力矩系数变化平缓,α=4°～8°时尾翼滚转力矩系数变化幅度大。跨声速阶段规律相近,超声速下尾翼滚转力矩系数衰减。

图11 S2模型Ma=1.2时各部件滚转力矩系数

图12 S2尾翼滚转力矩Cl,f变化

分别计算鸭舵、弹身、尾翼上的侧向力系数,这些系数整体均为小量,分别记为Cz,c,Cz,b,Cz,f,如图13～图15所示。发现鸭舵上会产生随攻角增大而增大的正侧向力系数,攻角接近8°时上升幅度下降。跨声速段数值变化接近,在Ma=2.0时数值迅速衰减,如图14所示。弹体上侧向力系数在亚声速时随攻角先减后增;在超声速时随攻角增加产生负向增大的侧向力系数,在Ma=2.0时幅值变化小,在0值附近。

图13 S2鸭舵侧向力系数

图14 S2弹身侧向力系数

尾翼上侧向力系数在α=2°～4°时变化不大;在α=4°～8°时增加明显,方向为z轴负向,如图15所示。

图15 S2尾翼侧向力系数

S3模型部件侧向力整体变化趋势与S2模型相同,在尾翼片上α=-2°～4°时侧向力系数波动更加剧烈,如图16～图18所示。

图16 S3鸭舵侧向力系数

图17 S3弹身侧向力系数

图18 S3尾翼侧向力系数

3 流场分析

对Ma=1.2时S2模型的流场进行分析,全弹长L=11.3D,D为全弹最大弹径。取涡量Ω的无量纲参数Ω*(Ω*=ΩD/U∞,U∞为来流速度)观察模型S2涡量沿弹身的变化,对比4°和8°攻角下涡量变化,发现随攻角增大,鸭舵尾涡上移,在4°攻角时,舵1、舵3的舵梢涡脱体,舵2、舵4的尾涡作用于舵2、舵7对称的尾翼片2和7上,故无诱导滚转,如图19(a)所示。8°攻角时洗流上移,舵1、舵2拖出的尾涡脱体消散,舵3的尾涡打在弹身上,舵4的尾涡作用于尾翼片8上造成尾翼处压力不对称,从而诱导产生滚转力矩,如图19(b)所示。