極小展弦比背鰭氣動(dòng)特性研究

周 嶺，趙協(xié)和，宋書恒，王義慶，劉 偉，陶 洋，周為群

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

0 引 言

機(jī)翼作為飛行器升力的主要來源，在飛行器中占有重要的地位。視飛行器的作用與功能不同，機(jī)翼的幾何參數(shù)也有顯著不同，其中展弦比是一個(gè)重要參數(shù)，如運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼展弦比通常超過6，戰(zhàn)斗機(jī)一般使用2～2.5左右的中等展弦比機(jī)翼，戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈則使用0.5～4.0左右的中小展弦比彈翼。對于展弦比小于0.5的極小展弦比彈翼，通常稱為背鰭（類似于魚類的鰭）或者邊條。新一代空空導(dǎo)彈或者艦空導(dǎo)彈，為滿足其攻擊機(jī)動(dòng)目標(biāo)所需的大過載要求，常常會(huì)利用非線性氣動(dòng)力，以保證大迎角下升力系數(shù)隨迎角持續(xù)增長。背鰭正好滿足這種要求，同時(shí)還有優(yōu)越的保形發(fā)射能力，此外背鰭還可起到彈身的加強(qiáng)筋作用，因此，工程上有著較好的應(yīng)用前景。

由Polhamus吸力比擬［1］可知，從很小的迎角開始，極小展弦比背鰭非線性氣動(dòng)特性就占據(jù)了主要地位。同時(shí)由于背鰭翼展小，彈身體渦與翼渦、翼渦與翼渦之間距離較小，這些渦之間會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的相互干擾，使得它與常規(guī)小展弦比翼身組合體出現(xiàn)單獨(dú)的翼渦和體渦不一樣［2］，改變了渦自身結(jié)構(gòu)進(jìn)而影響全彈氣動(dòng)特性，使得背鰭有著特殊的氣動(dòng)特征與流動(dòng)機(jī)理。

1 實(shí)驗(yàn)簡況

實(shí)驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL－23風(fēng)洞中進(jìn)行。實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)Ma＝0.4～4.0，滾轉(zhuǎn)角φ為－67.5°～67.5°，實(shí)驗(yàn)迎角為－2°～48°，單位Re數(shù)范圍為（12.6～24.5）×106。

1.1 模型

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪怯尚审w彈身和十字彈翼組成，其中彈身長度為580mm，彈身直徑為φ40mm。四片彈翼幾何外形相同，均為梯形翼，其中一片為測力翼面。實(shí)驗(yàn)使用了面積相同的兩種翼面，分別稱為W1和W2，其中W1翼展弦比為0.16，W2翼展弦比為0.26。試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。實(shí)驗(yàn)時(shí)模型邊界層自由轉(zhuǎn)捩。

1.2 風(fēng)洞

FL－23風(fēng)洞是一座直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面積為0.6m×0.6m，試驗(yàn)Ma數(shù)范圍為0.4～4.5?？缏曀僭囼?yàn)段上下壁為斜孔開孔壁、左右壁為實(shí)壁；超聲速試驗(yàn)段的四壁為實(shí)壁。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎梦仓畏绞桨惭b于風(fēng)洞單支臂迎角機(jī)構(gòu)上，模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段中的照片見圖2。

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃唸DFig.1 The sketch of the experimental model

圖2 模型在風(fēng)洞中的照片F(xiàn)ig.2 The photo of the model in wind tunnel

1.3 實(shí)驗(yàn)方法

實(shí)驗(yàn)采用常規(guī)鉸鏈力矩實(shí)驗(yàn)方法，即測力翼面與錐套為整體加工，錐套通過錐配合與天平連接，天平的后端與支桿相連接。實(shí)驗(yàn)時(shí)通過旋轉(zhuǎn)整個(gè)模型及天平來改變模型滾轉(zhuǎn)角。模型的滾轉(zhuǎn)角φ定義：前視φ＝0°時(shí)測力翼面位于模型的左手水平位置，測力翼面在彈身迎風(fēng)側(cè)時(shí)定義滾轉(zhuǎn)角為正，背風(fēng)側(cè)時(shí)定義滾轉(zhuǎn)角為負(fù)（圖3）。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)按照翼面坐標(biāo)系（隨模型滾轉(zhuǎn)而滾轉(zhuǎn)）給出了氣動(dòng)系數(shù)。其中參考面積為翼面平面面積，弦向壓心參考長度為根弦長度，展向壓心參考長度為翼面半展長。

圖3 模型滾轉(zhuǎn)角定義Fig.3 The definition of the rolling angle

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 水平翼面氣動(dòng)特性

圖4給出了W1和W2翼面在φ＝0°時(shí)（水平位置）的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，Ma＝0.4～4.0。自小迎角開始，實(shí)驗(yàn)范圍內(nèi)翼片法向力隨迎角增大而較快地增長，直到來流迎角為40°的大迎角范圍內(nèi)均未見由渦破裂引起的法向力突然下降的現(xiàn)象。Ma＝0.6時(shí)，當(dāng)來流迎角增大至約35°左右，法向力曲線開始拐折，來流迎角超過40°時(shí)（有效迎角超過了40°），隨迎角增大，法向力反而降低，這表明此時(shí)翼面發(fā)生了渦破裂現(xiàn)象，但渦破裂并不嚴(yán)重。因此，對極小展弦比背鰭來說，亞跨聲速發(fā)生的渦破裂起始迎角大，且影響不嚴(yán)重。對于上述兩種翼面來說，W1的展弦比小于W2，因此其法向力曲線斜率低于W2，總體上其法向力較W2低20%左右。注意到，由于W2的展弦比較大，Ma＝0.4、0.6大迎角時(shí)W2的渦破裂現(xiàn)象強(qiáng)于W1。

圖4 水平翼面氣動(dòng)特性Fig.4 Aerodynamic characteristics of dorsal fin at the horizontal position

實(shí)驗(yàn)范圍內(nèi)，隨迎角增大，弦向壓心后移，展向壓心有輕微的內(nèi)移趨勢。隨Ma數(shù)增大，弦向壓心逐漸后移，體現(xiàn)了壓縮性影響，即由于翼面非線性升力作用點(diǎn)靠后同時(shí)隨迎角增大其比例也逐漸增大的緣故。隨Ma數(shù)增長展向壓心有略微外移的趨勢。除了小迎角之外，展向壓心值基本落在0.42～0.5范圍之內(nèi)，中小迎角基本符合橢圓分布的翼面位流理論值，隨迎角增大則向翼片展向面心靠近。

2.2 滾轉(zhuǎn)角影響

圖5給出了W1翼面在不同迎角下滾轉(zhuǎn)角對翼面法向力的影響結(jié)果，Ma＝0.6、1.2和3.0，φ＝－67.5～67.5°。由圖可以看出，當(dāng)翼面位于彈身迎風(fēng)側(cè)時(shí)法向力總體高于背風(fēng)側(cè)，且當(dāng)翼面位于φ＝22.5°時(shí)法向力最大，位于φ＝－67.5°時(shí)法向力最小。有趣的是，3種Ma數(shù)下，φ＝0°和45°的法向力幾乎相等。注意到，盡管Ma＝0.6、1.2，迎角為30°、41°，φ＝－67.5°時(shí)有效迎角為正，但其翼面法向力卻為負(fù)值。這表明由于背鰭翼展小，彈身體渦與翼渦、翼渦與翼渦距離較小，這些渦之間產(chǎn)生了復(fù)雜的相互干擾。進(jìn)一步使用CFD分析方法研究表明：φ＝－67.5°時(shí)翼面迎風(fēng)側(cè)受到其下方的翼渦影響，使得翼面迎風(fēng)側(cè)壓力降低，從而降低了翼面法向力（圖6）。這種現(xiàn)象必然引起此種布局外形在φ＝22.5°傾斜條件下的滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)生突變。Ma＝3.0時(shí)由于翼渦較弱，因而未出現(xiàn)法向力為負(fù)值現(xiàn)象，而且法向力曲線更光滑。

圖5 滾轉(zhuǎn)角對W1翼面法向力的影響Fig.5 Effect of rolling angles on normal force of W1

圖6 CFD計(jì)算流線圖（Ma＝0.6，α＝30°）Fig.6 Flow line plot of CFD at Ma＝0.6andα＝30°

2.3 背鰭渦升力特性

Polhamus吸力比擬的脫體渦流型單獨(dú)翼法向力可用下式表達(dá)：

前者表示位流法向力（Kp即位流升力線斜率），后者表示渦流法向力（KVT即渦升力因子）。將不同滾轉(zhuǎn)角下W1翼面法向力進(jìn)行位流與渦流分解得到的KVT結(jié)果見圖7。在相同的有效迎角下，αe≤20°范圍內(nèi)正側(cè)滑使翼片法向力增加，正側(cè)滑角越大，法向力增加得越多；負(fù)側(cè)滑使法向力降低，負(fù)側(cè)滑角越大，法向力降低得越多。同時(shí)，除了φ＝±67.5°以外，該曲線顯示出與理論分析完美吻合，即在αe≤15°范圍內(nèi)，正負(fù)側(cè)滑引起的法向力增量幾乎相同，因而φ＝0°時(shí)KVT基本是φ＝±22.5°或者φ＝±45°狀態(tài)的平均值。隨著αe增長，正側(cè)滑帶來的KVT增量先增大后降低，負(fù)側(cè)滑帶來的KVT負(fù)增量卻逐漸增大，顯示出正負(fù)側(cè)滑影響的非對稱性。實(shí)際上十字翼段的一對翼會(huì)受到與之垂直的另一對翼的升力效應(yīng)干擾，從而抵消側(cè)滑效應(yīng)，并且干擾量隨迎角增大而增大，對背鰭來說更為突出。

圖7 滾轉(zhuǎn)角對W1翼面渦升力因子影響Fig.7 Effect of rolling angles on vortex lift factor of W1

3 結(jié) 論

（1）亞聲速大迎角下極小展弦比背鰭渦破裂影響不嚴(yán)重，且渦破裂迎角較大；

（2）正側(cè)滑通常使背鰭法向力增加，負(fù)側(cè)滑使法向力降低，較大負(fù)側(cè)滑條件下背鰭法向力可能會(huì)變成負(fù)值；

（3）CFD分析進(jìn)一步證實(shí)：背鰭在φ＝－67.5°時(shí)由于迎風(fēng)側(cè)受其相鄰翼渦影響，使得其法向力在一定迎角下變?yōu)樨?fù)值，這必然引起十字翼身組合體在φ＝22.5°傾斜條件下的滾轉(zhuǎn)力矩發(fā)生突變。

［1］ POLHAMUS E C.Prediction of vortex－lift characteristics based on a leading－edge suction analogy［J］.J.Aircraft，1971，8（4）：193－199.

［2］ GRAHAM M Simpson，TREVOR J Birch.Some aerodynamic characteristics of missiles having very low aspect ratio wings［R］.AIAA 2001－2410，2001.

［3］ WOOD Richard M，WILCOX Floyd J，BAUER Steven X S，et al.Vortex flows at supersonic speeds［R］.NASA TP－2003－211950，2003.

［4］ 趙協(xié)和，曾維琴，王玉蘭.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈大迎角縱橫向氣動(dòng)力計(jì)算程序［R］.CARDC－2，1991.

［5］ Michael R.Mendenhall主編.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)［M］.北京：宇航出版社，1999.