大展弦比轴对称气动布局应用研究

谢汉桥,刘 述,陈振教

(湖南云箭集团有限公司,长沙 410081)



大展弦比轴对称气动布局应用研究

谢汉桥,刘 述,陈振教

(湖南云箭集团有限公司,长沙 410081)

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略;弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。

小型弹药;大展弦比;轴对称;气动布局

地面防空系统的发展使载机投弹时面临的威胁越来越大,对机弹安全性的要求越来越高,在制导弹药方面越来越重视弹药的增程化设计,如美国小型化制导弹药“SDB”所采用的“菱形背”弹翼。在高空投放时其射程可达80 km以上,大幅度提高了制导弹药的使用射程,已具备防区外发射能力。“菱形背”弹翼组件是面对称布局,在低速无人机上使用时,全弹动压较小,侧向机动能力较差,采用倾斜转弯虽可提高面对称弹的侧向机动能力,但气动耦合的影响使控制系统的设计难度加大。而采用轴对称气动布局的制导弹药无论纵向和侧向均能产生同样大小的升力,且升力的大小和作用点与弹体绕纵轴的旋转无关,即弹体无论如何旋转,无论在何种姿态下飞行,全弹升力的大小和作用点均不变,任何姿态下所产生的升力都具有快速响应特性,可极大降低制导控制系统的设计要求。因此,为了降低设计成本,简化制导控制系统设计,在低成本小型无人机制导弹药设计上采用了大展弦比轴对称的气动布局形式,如“长钉-NLOS”和“蝰蛇打击”[1],都使用了折叠式大展弦比轴对称气动布局。

本文以大展比(展弦比大于5)轴对称气动布局为研究对象,分析了大展弦比轴对称气动布局在设计中需要考虑的关键问题,作为工程上大展弦比轴对称气动布局设计的参考和依据。

1 升阻比特性及弹翼载荷

图1为“蝰蛇打击”和“长钉-NLOS”弹药图。

图1 “蝰蛇打击”和 “长钉-NLOS”弹药图

本文模型采用“×”型四片大展弦比弹翼和“×”四片全动尾舵正常式气动布局,全弹质量为40 kg,全弹长为1 500 mm,弹径为140 mm,翼展为1 150 mm,弹翼后掠角为15°,弹翼法向弦长为100 mm,弹翼最大厚度为6 mm。模型采用四片全动尾舵翼,尾舵展长为350 mm,尾舵前缘后掠角为15°,尾舵后缘后掠角为0°,尾舵稍弦长为85 mm,尾舵最大厚度为6 mm。利用CFD软件计算和风洞试验得到其基本气动特性[2-4]。

1.1 升阻力特性

计算和试验条件为0°舵偏角和0°气流扭角时,收翼状态和展翼状态不同马赫数条件下,升力系数CL随攻角α的变化曲线如图2所示。阻力系数CD随攻角的变化曲线如图3所示[5]。

图2 升力特性随攻角的变化曲线

图3 阻力特性随攻角的变化曲线

由图2、图3可知,全弹升阻力气动特性:

①最大升力系数达到7,最大阻力系数超过3;

②阻力系数与攻角近似为平方关系;

③攻角小于8°时,升力系数随攻角变化的线性度较好。

1.2 气动载荷特性

通过计算和风洞试验得到单片弹翼上所受到的法向力Fy如图4所示。

图4 单片弹翼上受到的法向力

图5 “×”形弹翼受力示意图

1.3 法向载荷引起的弹翼变形

假设弹翼为平板翼,翼厚度取6 mm,法向弦长100 mm,单片展长520 mm,弹翼材料为钢,根据图4中弹翼受力情况,通过式(1)得到单片弹翼由于法向力所产生的变形如图6所示。

(1)

式中:θmax为最大变形角,l为单片翼展长,E为弹性模量,I为惯性矩。

图6 单片弹翼变形角

2 弹翼变形对气动特性的影响

图7为弹翼上翻10°示意图。从图7可以看出,在飞行马赫数为0.8和攻角为14°的条件下,弹翼最大变形达到了7°。

图7 弹翼上翻10°示意图

考虑到钢的弹性模量较大,在实际使用中,可能采用铝等弹性模量较小的材料,因此飞行马赫数为0.4和0.8时,弹翼上翻5°和10°情况下对全弹升阻力的影响进行分析,结果如表1和表2所示,表中γ为弹翼上翻的角度。

由表1、表2可知,在Ma=0.4时,弹翼上翻使弹翼阻力增大。5°弹翼上翻角时阻力增加不大于2%。10°弹翼上翻角时阻力增加一般不大于3%,个别点大于3%。弹翼上翻使升力变小,在5°上翻角时,升力系数减小了16%左右;在10°上翻角时,升力系数减小了25%左右。升力系数受速度和上翻角影响较大。

表1 Ma=0.4时弹翼上翻对升阻力影响

表2 Ma=0.8时弹翼上翻对升阻力影响

3 弹翼展开不同步气动特性

3.1 延时展开模型

大展弦比气动布局为保证良好的挂机适应性,弹翼一般采用了折叠方式,全弹在挂载状态下处于折叠状态,投放后弹翼展开,以展翼状态飞行。弹翼延时伸展是全弹在展翼过程中,由于上面两片弹翼重力引起负过载,下面两片弹翼重力引起正过载,使上下两对弹翼受力不同,出现四片弹翼未同时达到完全展开状态的情况。定义在一片弹翼最先达到完全展开状态的同时,其他弹翼与自身完全展开状态的转轴夹角为延时角。通过计算该状态下的气动特性,分析弹翼延时伸展对全弹气动性能的影响。

根据全弹受力情况,在全弹展翼过程中,弹体下方两片弹翼的受力情况相同,其同步误差较小,可忽略不计,认为这两片弹翼将同时达到完全展开状态;弹体上方两片弹翼的受力情况相同,但扭转力相对于下方两片弹翼较小,这就导致在弹体下方两片弹翼达到完全展开状态的同时,弹体上方两片弹翼处于延时展开状态,根据弹翼受力分析取上面两片弹翼和下面两片弹翼延时角为10°。图8为弹翼延时展开状态与完全展开状态的三维模型图[6-9]。

图8 延时展开状态三维模型图

根据以上的三维模型,对模型进行结构化网格划分,网格图见图9。

图9 弹翼延时伸展计算网格图

3.2 仿真计算结果

计算条件为Ma=0.4,0.5;α=2°,4°;全弹滚转角λ=0°,延时角为10°。

根据以上计算条件对弹翼延时伸展状态进行了流体有限元仿真计算,计算结果如表3所示。由以上计算结果可知,弹翼延时展开与完全展开相比,全弹阻力系数CD减小约1.8%;升力系数CL减小约3.9%;滚转力矩因数mx和偏航力矩因数my基本无变化;俯仰力矩因数mz增大约100%。由计算结果可知,除mz外,由于重力引起的弹翼延时展开对全弹基本气动特性影响较小。

表3 弹翼延时展开对气动性能影响

4 大展弦比气动布局使用分析

由图1可知,大展弦比轴对称气动布局飞行马赫数在0.4以上,阻力增大较为明显。阻力的增加将对飞行速度产生直接影响。因此,在采用大展弦比轴对称气动布局且选择弹翼展长时,要考虑攻击目标对弹速度和机动能力的需求。大展弦比轴对称气动布局的弹药一般用于打击地面目标,以车辆、小型舰艇、装甲类目标为主,这类目标的移动速度一般小于100 km/h,过载小于1.5。由于弹飞行速度一般要大于200 km/h。因此,弹的飞行速度可以满足攻击目标的速度要求,但弹的飞行速度对弹命中精度会产生一定影响。下面分析打击移动速度为100 km/h且过载大小为1.5的目标时,对弹过载的要求及飞行速度和导引头盲区对弹命中精度的影响。

4.1 弹飞行速度和导引头盲区对命中精度的影响

在打击移动目标时,由于导引头盲区的影响,目标机动对弹的命中精度影响较大。导引头盲区和目标的机动引起的误差可采用式(2)近似计算[10]:

(2)

式中:ΔL为产生的误差,t为弹在导引头盲区距离内的飞行时间,g为重力加速度,目标过载能力为1.5。

取弹飞行速度为120m/s,导引头盲区为70m。计算得到在导引头盲区距离内,由于目标机动引起的命中误差为2.5m。弹飞行速度为200m/s,误差为0.9m。由分析可知,弹飞行速度对移动目标的命中精度影响较大,在满足过载的条件下,提高飞行速度可大幅提高命中精度。

4.2 弹飞行速度对弹翼受力影响

弹体需产生的法向过载可采用式(3)近似计算:

(3)

式中:v,vT分别为弹和目标的运动速度;θ为弹道倾角;q为弹目视线角;R为弹目距离;g为重力加速度。

根据弹的法向过载计算单片弹翼需要产生的法向力,可采用式(4)进行近似计算:

(4)

式中:G为弹所受重力。

假设弹的飞行速度为120m/s,弹道倾角选定在-40°,导引头失控距离(盲区)为70m,弹体需产生的法向过载近似为2.5,单片单翼需要产生的法向力为303N。

当弹飞行速度为200m/s,其他条件不变的情况下,弹需用过载近似为4.5,单片单翼需要产生的法向力为545N。

提高了弹的飞行速度,在打击同样的目标时也提高了弹的需用过载。但从单片弹翼产生的法向力来看,在120m/s时,即弹飞行马赫数为0.35时,弹难以满足需用过载要求;而在200m/s时,弹7°攻角可满足过载要求。因此,减小弹的飞行阻力,提高弹的飞行速度可提高对移动目标打击的灵活性,并且速度的提高可以放宽对导引头盲区距离的要求,同样可以减少对弹需用过载的要求。如离导引头盲区距离为90m,弹飞行速度为200m/s,在其他条件不变的情况下,由导引头盲区引起的误差为1.49m,弹的需用过载为3.31。综合分析来看,采用大展弦比轴对称弹翼可提高弹的侧向过载,但在实际使用时,仍需对以下方面综合考虑:

①展弦比越大,在速度相同的情况下,弹可用过载越大,但产生的阻力越大,影响弹飞行速度。飞行速度降低,在打击移动目标时,增加了弹的飞行时间和能量消耗。特别是导引头盲区飞行时间的增加将增大脱靶量。

②展弦比增加,弹翼受力变形越大,将引起升力下降。

③大展弦比轴对称气动布局的气动载荷特点使其弹翼所受载荷较大,增加了结构设计难度和结构质量。

④在制导炸弹上,飞行阻力的增加减小了飞行速度,提高了在导引头盲区的距离要求。

5 结束语

大展弦比轴对称气动布局的主要特点是在低速条件下可以产生大的升力,以提高弹的射程,并且可以产生较大的法向和侧向过载,法向和侧向过载增大,提高了发射区域和增大了发射离轴角,提高了对目标的打击灵活性,但大展弦比气动布局的阻力也较大,阻力的增大将对弹的飞行速度产生影响。从打击地面移动目标对过载和速度的要求来看,增大速度有利于降低对导引头盲区距离的要求,减少导引头盲区对命中精度的影响。

因此,大展弦比轴对称气动布局可适应于低速条件下提高弹的射程,打击机动能力较差的低速移动目标和固定目标。但在进行气动特性分析时需考虑弹翼受力变形对气动的影响,在小型无人机弹药上采用轴对称气动布局时,建议飞行马赫数不大于0.5,以减少弹翼结构设计难度和由于弹翼变形对升力的影响,如“蝰蛇打击”制导弹药主要是在马赫数小于0.5的情况下使用,同时在末端采用降落伞进行减速。

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Study on Application of High-aspect-ratio Axial-symmetrical Aerodynamic Configuration

XIE Han-qiao,LIU Shu,CHEN Zhen-jiao

(Hunan Vanguard Group Co.Ltd,Changsha 410081,China)

In order to study the high-aspect-ratio axial-symmetrical aerodynamic configuration of small ammunition,the lift-drag characteristics of the aerodynamic configuration and the force on elastic wing were obtained by mathematical simulation and wind tunnel test.Taking into account the effect of the elastic wing on the aerodynamic load,the effects of the wing turning over 5° and 10° on the whole spring resistance were analyzed.Aiming at the characteristics of the folding wing assembly,the impact of the deployable mechanism on the aerodynamic characteristics of the projectile was analyzed.The results show that the effect of the wing turning over on the lift force is great,and the effect on drag force can be neglected.The non synchronization of missile wing has little influence on the aerodynamic characteristics of the whole missile.Based on the operational mission of the small unmanned aerial vehicle,the use of the high-aspect-ratio axial-symmetrical aerodynamic configuration on the UAV ammunition was proposed.

small ammunition;high aspect ratio;axial symmetry;aerodynamic configuration

2016-06-17

谢汉桥(1979- ),男,工程师,硕士,研究方向为飞行器总体设计。E-mail:496763380@qq.com。

E932.3

A

1004-499X(2016)04-0042-05