鴨舵后掠角對火箭彈尾翼的滾轉(zhuǎn)性能研究*

郭向向,曹紅松,程登華,張曉東

(1 中北大學機電工程學院,太原 030051; 2 78098部隊,成都 611200)

鴨舵后掠角對火箭彈尾翼的滾轉(zhuǎn)性能研究*

郭向向1,曹紅松1,程登華2,張曉東1

(1 中北大學機電工程學院,太原 030051; 2 78098部隊,成都 611200)

根據(jù)具有較大翼面的鴨式布局火箭彈難以進行滾轉(zhuǎn)控制的特性,文中采用數(shù)值流體力學分析手段,建立鴨式布局火箭彈外流場模型,仿真分析了鴨舵滾轉(zhuǎn)效應(yīng)產(chǎn)生機理、鴨舵下洗對尾翼氣動耦合規(guī)律以及后掠角對火箭彈滾轉(zhuǎn)性能的影響。仿真結(jié)果表明由于鴨舵下洗作用,在尾翼上誘導(dǎo)出一個舵控方向相反的滾轉(zhuǎn)力距,使?jié)L轉(zhuǎn)控制能力降低甚至反效;在后緣后掠角χ≠0°時,隨著后緣后掠角的減小火箭彈的滾轉(zhuǎn)控制能力基本不變。

鴨式布局;后緣后掠角;滾轉(zhuǎn)特性;數(shù)值仿真

0 引言

制導(dǎo)火箭彈常采用鴨式布局,其鴨舵距全彈質(zhì)心較遠,縱向操縱力臂長,較小的鴨舵面積就可滿足操縱性要求,而且舵的鉸鏈力矩小,缺點是難以進行滾轉(zhuǎn)控制[1-3]。針對鴨舵難以進行滾轉(zhuǎn)控制的特性,國內(nèi)外學者提出了減小尾翼翼展、采用環(huán)形尾翼、采用新型自由旋轉(zhuǎn)尾翼、T形翼片組合尾翼等方案[4-5],并對鴨舵展長、形狀、后掠角以及鴨舵的安裝位置和舵尾間距等進行了研究[6],同時也做了大量的數(shù)值仿真和風洞實驗。例如李劍改進常規(guī)鴨式布局,對不同氣動外形進行分析討論;薛明研究了鴨舵位置參數(shù)對滾轉(zhuǎn)的影響;敬代勇對舵、翼間距和后緣后掠角對尾翼的影響進行了分析研究。但并未有梯形舵后緣后掠角對滾轉(zhuǎn)控制影響機理的研究。

文中以滑翔增程火箭彈為研究對象,其有一對較大的翼面提供鉛垂方向的升力,但翼面面積較大,舵片的下洗流對尾翼的影響較嚴重。通過數(shù)值模擬方法分析滾轉(zhuǎn)效應(yīng)的產(chǎn)生機理,以及梯形舵后緣后掠角的大小對滾轉(zhuǎn)特性的影響。

1 鴨式布局火箭彈仿真模型建立

1.1 氣動外形的初步分析

文中選用直徑為300 mm的有一定滑翔增程能力的大翼面鴨式布局火箭彈為例,如圖1所示?；鸺龔棡榈湫偷镍喪讲季?由兩對舵片和兩對翼片成“十字”形布局。導(dǎo)彈頭部為尖拱錐形旋成體,彈身為大長細比圓柱。所選的鴨舵為梯形舵,分析的7組舵的舵面面積、展長和安裝位置完全相同,后緣后掠角分別為χ=0°、-2°、-5°、-7°、-10°、-15°、-20°。翼面為形狀完全相同的梯形翼,位于彈體的尾部,舵片和翼片示意圖如圖2。其中A-A截面為舵的半弦長處,B-B截面為舵面最后端,C-C截面為尾翼翼根弦的1/3處,D-D截面為尾翼翼根弦的2/3處。

圖1 火箭彈結(jié)構(gòu)外形圖

圖2 舵面和翼面示意圖

1.2 網(wǎng)格模型建立

數(shù)值仿真時要求計算區(qū)域足夠大,以適用壓力遠場邊界條件,避免流場中壓力波等邊界條件的反射引起數(shù)值計算的不穩(wěn)定,計算區(qū)域由火箭彈和圓柱部組成長度為10倍彈長,直徑為20倍彈徑加展長的部分。網(wǎng)格劃分把計算域分為兩部分,一部分是包含彈體的內(nèi)層網(wǎng)格較密;另一部分外層網(wǎng)格布置較稀疏[7],整個區(qū)域網(wǎng)格總數(shù)約170萬,計算域和網(wǎng)格劃分如圖3所示。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,其劃分相對簡單,在采用二階迎風格式的情況下也具有較高的精度,具有較好的可調(diào)節(jié)和可控制性。對舵和翼重點研究區(qū)域的網(wǎng)格進行加密,其網(wǎng)格布局如圖4。

圖3 整個計算區(qū)域的網(wǎng)格

圖4 舵和尾翼的局部網(wǎng)格圖

1.3 邊界處理及計算方法

邊界條件:彈體用無滑移絕熱壁面邊界的固體壁面;計算區(qū)域用壓力遠場邊界條件,用于模擬無窮遠處的自由流條件[8]。

湍流模型:文中采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型,S-A模型是一個相對簡單的單方程模型,只求解一個有關(guān)渦粘性的輸運方程,計算量相對較小。

離散格式:采用Second Order Upwind二階迎風格式,二階迎風格式精度較高。

來流條件:自由來流條件為標準大氣條件:壓強P0=101 325 Pa,溫度T0=298 K。

計算條件:來流馬赫數(shù):Ma=0.2、0.6、0.8、1.2、1.5、2、2.5、3。攻角α=0°、4°。

2 差動舵滾轉(zhuǎn)效應(yīng)產(chǎn)生機理分析

正舵偏角即從彈頭往后看右側(cè)舵后緣下偏,左側(cè)舵后緣上偏,正的舵偏角產(chǎn)生負的滾轉(zhuǎn)力矩,即從彈尾往前看彈體產(chǎn)生順時針轉(zhuǎn)動。下面分析舵偏角δ=20°、攻角α=4°、Ma=1.2和2時差動舵滾轉(zhuǎn)效應(yīng)的產(chǎn)生機理。

2.1 舵面的速度分布規(guī)律

圖5給出Ma=1.2、δ=20°、α=4°時鴨舵半弦長處(A-A截面)的速度矢量圖(從尾部向前看),可以看出方向舵處的流線由下指向上方,改變了迎風面和背風面的空氣密度、壓力,形成壓差。Y軸正向的差動舵流線由右指向左,在翼尖處舵片右側(cè)卷起形成渦流;Y軸負方向的差動舵由左指向右,在翼尖處左側(cè)卷起形成渦流,改變了舵片處空氣的壓力和密度的分布。

圖5 A-A截面速度矢量圖

2.2 舵面壓力分布

下面分析在跨音速和超音速時舵片的壓力分布,圖6為Ma=1.2和2時不同截面的壓力分布云圖。由圖可得鴨舵半弦長(A-A截面)處Z軸方向的下側(cè)壓力大于上側(cè)。Y軸正向的差動舵左側(cè)壓力大于右側(cè),Y軸負方向的差動舵右側(cè)壓力大于左側(cè),在差動舵的作用下產(chǎn)生順時針的滾轉(zhuǎn),即生成負的滾轉(zhuǎn)力矩。同樣在舵片的最后端(B-B截面)處由于差動舵偏轉(zhuǎn),差動舵后緣偏離Y軸方向,壓力云圖的分布也發(fā)生偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生負的滾轉(zhuǎn)力矩,但亞音速時的滾轉(zhuǎn)效果不如超音速時的明顯。總之在正的舵面偏角下,生成負的滾轉(zhuǎn)力矩。

圖6 舵片處不同截面壓力云圖分布

3 鴨舵下洗流對尾翼耦合效應(yīng)分析

在舵偏角δ=20°、攻角α=4°、Ma=1.2和2時,從舵片產(chǎn)生的下洗流和尾翼處的壓力分布兩方面來分析鴨舵對尾翼的耦合效應(yīng)。

3.1 鴨舵引起氣流流線的分布規(guī)律

圖7為在舵偏角δ=20°時舵片后緣拖出的流線圖。由圖可以看出,Y軸方向的差動舵后緣拖出的流線偏轉(zhuǎn)作用在尾翼Z軸方向上翼片的翼尖處,而不是水平的流向Y軸方向的翼片處。從而使得Z軸方向的翼片附近的空氣密度大,Y軸方向的翼片附近的空氣密度小,因此翼片兩側(cè)壓力不對稱,形成壓差。

圖7 差動舵后緣引起的流線圖

3.2 尾翼不同截面處的壓力分布

由圖7尾翼處不同截面壓力云圖可以看出,在翼片1/3弦長(C-C截面)處,Z軸下側(cè)的迎面面的壓力大于Z軸上側(cè)背風面的壓力。在Y軸正方向翼片右側(cè)壓力大于左側(cè),Y軸負方向翼片左側(cè)壓力大于右側(cè),與舵片的受力正好相反。因此在下洗流的作用下尾翼處產(chǎn)生逆時針的滾轉(zhuǎn),即生成正的滾轉(zhuǎn)力矩。同樣也可以看出在翼片2/3(D-D截面)處的截面上也產(chǎn)生逆時針滾轉(zhuǎn)力矩,但是在Ma=2時翼片兩側(cè)壓差比Ma=1.2時大,由此可見在超音速時尾翼上產(chǎn)生較大的反向滾轉(zhuǎn)力矩。

圖8 尾翼不同截面的壓力分布云圖

由以上分析可知在鴨舵差動偏轉(zhuǎn)進行滾轉(zhuǎn)控制時,舵片產(chǎn)生的下洗流發(fā)生偏轉(zhuǎn)非對稱的作用在尾翼上,使尾翼翼片上的壓力和密度不對稱,在尾翼上生成反向滾轉(zhuǎn)力矩,消弱鴨舵的滾轉(zhuǎn)控制,因此可見鴨舵難以進行滾轉(zhuǎn)控制。下面分析改變梯形舵的后緣后掠角的情況下,火箭彈滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況。

4 不同后緣后掠角對滾轉(zhuǎn)特性的影響

圖9給出了在攻角α=4°,梯形舵不同后緣后掠角下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。其中滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的正負是指滾轉(zhuǎn)力矩的方向。由圖看出在同一后掠角下,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)在跨音速區(qū)域內(nèi)變化緩慢,在Ma=1.5左右時趨近于零,在Ma=1.5～2.5之間出現(xiàn)正值,即與舵控效果相反。因此隨著馬赫數(shù)的增大鴨舵滾轉(zhuǎn)控制能力減弱,在超音速時出現(xiàn)與舵控相反的滾轉(zhuǎn)力矩。在同一馬赫數(shù)下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨著后緣后掠角的減小而減小,滾轉(zhuǎn)控制特性減弱。后緣后掠角由χ=0°至χ=-2°滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的變化值較大,由χ=-2°至χ=-20°時滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化很小大致相同。對于梯形舵來說,后緣后掠角χ≠0°的情況下,隨著后緣后掠角的減小鴨舵的滾轉(zhuǎn)控制能力基本不變。

圖9 火箭彈滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)滾轉(zhuǎn)特性

圖10 不同后緣后掠角舵面的剖面流動特性

圖10是在尾翼翼根弦的半弦長處截面上的流線圖,由圖可知翼面區(qū)域產(chǎn)生的渦的強度和位置均出現(xiàn)差異。在尾翼的迎風面上沒有明顯變化,在背風面左側(cè)均在翼尖處形成漩渦且強度和位置沒有明顯的變化,背風面右側(cè)隨著后掠角的增大渦核向下、向內(nèi)移動,同時渦的強度減弱。這就導(dǎo)致翼面上的壓力減弱,產(chǎn)生的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩減弱。

5 結(jié)論

1)舵偏角產(chǎn)生的下洗流不對稱的作用在尾翼上,使尾翼產(chǎn)生反向滾轉(zhuǎn),是鴨舵難以進行滾轉(zhuǎn)控制的主要原因。

2)在攻角α=4°、舵偏角δ=20°時隨著馬赫數(shù)的增加鴨式布局火箭彈的滾轉(zhuǎn)控制能力減小,在超音速時火箭彈出現(xiàn)反向滾轉(zhuǎn)。

3)減小梯形舵的后緣后掠角,火箭彈的滾轉(zhuǎn)控制效果減弱,但是后緣后掠角由χ=-2°變化至x=-20°時滾轉(zhuǎn)力矩的減小不大。因此在大舵偏角時,梯形舵的后緣后掠角的變化對鴨式布局火箭彈的滾轉(zhuǎn)控制影響不大。

[1] 薛明.鴨式布局火箭彈鴨舵下洗影響滾轉(zhuǎn)氣動特性研究 [D].江蘇:南京理工大學,2015.

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[8] 王福軍.計算流體動力學分析 [M].北京:清華大學出版社,2004:31-43.

ResearchofRollingCharacteristicsonRocketWingbyCanardSweepback

GUO Xiangxiang1,CAO Hongsong1,CHENG Denghua2,ZHANG Xiaodong1

(1 School of Mechatronics Engineering,North University of China,Taiyuan 030051,China; 2 No.78098 Unit,Chengdu 611200,China)

Since canard-controlled rocket with larger airfoil is difficult for rolling control,numerical fluid mechanics analysis method was applied in this paper,and canard-controlled rocket’s exterior flow field model was established,mechanism of canard rolling effect,the effect of washing on wing sweep angle of aerodynamic coupling law and rocket roll performance at canard were analyzed by simulation.Simulation results show that rolling moments could be reduced,even the phenomenon of anti-effect disappears completely due to revered rolling moment induced fin’s downwash flow,the trailing edge sweepback angleχ≠0°,the rocket rolling control ability keeps substantially constant with trailing edge sweepback angle decrease.

canard-controlled; trailing edge sweepback angle; rolling characteristic; numerical simulation

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.030

2016-07-02

郭向向(1989-),女,山東菏澤人,碩士研究生,研究方向:彈箭氣動特性。

TJ765.3

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