鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究*

郭向向,曹红松,程登华,张晓东

(1 中北大学机电工程学院,太原 030051; 2 78098部队,成都 611200)

鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究*

郭向向1,曹红松1,程登华2,张晓东1

(1 中北大学机电工程学院,太原 030051; 2 78098部队,成都 611200)

根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响。仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚转控制能力降低甚至反效;在后缘后掠角χ≠0°时,随着后缘后掠角的减小火箭弹的滚转控制能力基本不变。

鸭式布局;后缘后掠角;滚转特性;数值仿真

0 引言

制导火箭弹常采用鸭式布局,其鸭舵距全弹质心较远,纵向操纵力臂长,较小的鸭舵面积就可满足操纵性要求,而且舵的铰链力矩小,缺点是难以进行滚转控制[1-3]。针对鸭舵难以进行滚转控制的特性,国内外学者提出了减小尾翼翼展、采用环形尾翼、采用新型自由旋转尾翼、T形翼片组合尾翼等方案[4-5],并对鸭舵展长、形状、后掠角以及鸭舵的安装位置和舵尾间距等进行了研究[6],同时也做了大量的数值仿真和风洞实验。例如李剑改进常规鸭式布局,对不同气动外形进行分析讨论;薛明研究了鸭舵位置参数对滚转的影响;敬代勇对舵、翼间距和后缘后掠角对尾翼的影响进行了分析研究。但并未有梯形舵后缘后掠角对滚转控制影响机理的研究。

文中以滑翔增程火箭弹为研究对象,其有一对较大的翼面提供铅垂方向的升力,但翼面面积较大,舵片的下洗流对尾翼的影响较严重。通过数值模拟方法分析滚转效应的产生机理,以及梯形舵后缘后掠角的大小对滚转特性的影响。

1 鸭式布局火箭弹仿真模型建立

1.1 气动外形的初步分析

文中选用直径为300 mm的有一定滑翔增程能力的大翼面鸭式布局火箭弹为例,如图1所示。火箭弹为典型的鸭式布局,由两对舵片和两对翼片成“十字”形布局。导弹头部为尖拱锥形旋成体,弹身为大长细比圆柱。所选的鸭舵为梯形舵,分析的7组舵的舵面面积、展长和安装位置完全相同,后缘后掠角分别为χ=0°、-2°、-5°、-7°、-10°、-15°、-20°。翼面为形状完全相同的梯形翼,位于弹体的尾部,舵片和翼片示意图如图2。其中A-A截面为舵的半弦长处,B-B截面为舵面最后端,C-C截面为尾翼翼根弦的1/3处,D-D截面为尾翼翼根弦的2/3处。

图1 火箭弹结构外形图

图2 舵面和翼面示意图

1.2 网格模型建立

数值仿真时要求计算区域足够大,以适用压力远场边界条件,避免流场中压力波等边界条件的反射引起数值计算的不稳定,计算区域由火箭弹和圆柱部组成长度为10倍弹长,直径为20倍弹径加展长的部分。网格划分把计算域分为两部分,一部分是包含弹体的内层网格较密;另一部分外层网格布置较稀疏[7],整个区域网格总数约170万,计算域和网格划分如图3所示。采用非结构网格,其划分相对简单,在采用二阶迎风格式的情况下也具有较高的精度,具有较好的可调节和可控制性。对舵和翼重点研究区域的网格进行加密,其网格布局如图4。

图3 整个计算区域的网格

图4 舵和尾翼的局部网格图

1.3 边界处理及计算方法

边界条件:弹体用无滑移绝热壁面边界的固体壁面;计算区域用压力远场边界条件,用于模拟无穷远处的自由流条件[8]。

湍流模型:文中采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型,S-A模型是一个相对简单的单方程模型,只求解一个有关涡粘性的输运方程,计算量相对较小。

离散格式:采用Second Order Upwind二阶迎风格式,二阶迎风格式精度较高。

来流条件:自由来流条件为标准大气条件:压强P0=101 325 Pa,温度T0=298 K。

计算条件:来流马赫数:Ma=0.2、0.6、0.8、1.2、1.5、2、2.5、3。攻角α=0°、4°。

2 差动舵滚转效应产生机理分析

正舵偏角即从弹头往后看右侧舵后缘下偏,左侧舵后缘上偏,正的舵偏角产生负的滚转力矩,即从弹尾往前看弹体产生顺时针转动。下面分析舵偏角δ=20°、攻角α=4°、Ma=1.2和2时差动舵滚转效应的产生机理。

2.1 舵面的速度分布规律

图5给出Ma=1.2、δ=20°、α=4°时鸭舵半弦长处(A-A截面)的速度矢量图(从尾部向前看),可以看出方向舵处的流线由下指向上方,改变了迎风面和背风面的空气密度、压力,形成压差。Y轴正向的差动舵流线由右指向左,在翼尖处舵片右侧卷起形成涡流;Y轴负方向的差动舵由左指向右,在翼尖处左侧卷起形成涡流,改变了舵片处空气的压力和密度的分布。

图5 A-A截面速度矢量图

2.2 舵面压力分布

下面分析在跨音速和超音速时舵片的压力分布,图6为Ma=1.2和2时不同截面的压力分布云图。由图可得鸭舵半弦长(A-A截面)处Z轴方向的下侧压力大于上侧。Y轴正向的差动舵左侧压力大于右侧,Y轴负方向的差动舵右侧压力大于左侧,在差动舵的作用下产生顺时针的滚转,即生成负的滚转力矩。同样在舵片的最后端(B-B截面)处由于差动舵偏转,差动舵后缘偏离Y轴方向,压力云图的分布也发生偏转,产生负的滚转力矩,但亚音速时的滚转效果不如超音速时的明显。总之在正的舵面偏角下,生成负的滚转力矩。

图6 舵片处不同截面压力云图分布

3 鸭舵下洗流对尾翼耦合效应分析

在舵偏角δ=20°、攻角α=4°、Ma=1.2和2时,从舵片产生的下洗流和尾翼处的压力分布两方面来分析鸭舵对尾翼的耦合效应。

3.1 鸭舵引起气流流线的分布规律

图7为在舵偏角δ=20°时舵片后缘拖出的流线图。由图可以看出,Y轴方向的差动舵后缘拖出的流线偏转作用在尾翼Z轴方向上翼片的翼尖处,而不是水平的流向Y轴方向的翼片处。从而使得Z轴方向的翼片附近的空气密度大,Y轴方向的翼片附近的空气密度小,因此翼片两侧压力不对称,形成压差。

图7 差动舵后缘引起的流线图

3.2 尾翼不同截面处的压力分布

由图7尾翼处不同截面压力云图可以看出,在翼片1/3弦长(C-C截面)处,Z轴下侧的迎面面的压力大于Z轴上侧背风面的压力。在Y轴正方向翼片右侧压力大于左侧,Y轴负方向翼片左侧压力大于右侧,与舵片的受力正好相反。因此在下洗流的作用下尾翼处产生逆时针的滚转,即生成正的滚转力矩。同样也可以看出在翼片2/3(D-D截面)处的截面上也产生逆时针滚转力矩,但是在Ma=2时翼片两侧压差比Ma=1.2时大,由此可见在超音速时尾翼上产生较大的反向滚转力矩。

图8 尾翼不同截面的压力分布云图

由以上分析可知在鸭舵差动偏转进行滚转控制时,舵片产生的下洗流发生偏转非对称的作用在尾翼上,使尾翼翼片上的压力和密度不对称,在尾翼上生成反向滚转力矩,消弱鸭舵的滚转控制,因此可见鸭舵难以进行滚转控制。下面分析改变梯形舵的后缘后掠角的情况下,火箭弹滚转力矩的变化情况。

4 不同后缘后掠角对滚转特性的影响

图9给出了在攻角α=4°,梯形舵不同后缘后掠角下滚转力矩系数随马赫数的变化规律。其中滚转力矩系数的正负是指滚转力矩的方向。由图看出在同一后掠角下,滚转力矩系数在跨音速区域内变化缓慢,在Ma=1.5左右时趋近于零,在Ma=1.5～2.5之间出现正值,即与舵控效果相反。因此随着马赫数的增大鸭舵滚转控制能力减弱,在超音速时出现与舵控相反的滚转力矩。在同一马赫数下滚转力矩系数随着后缘后掠角的减小而减小,滚转控制特性减弱。后缘后掠角由χ=0°至χ=-2°滚转力矩系数的变化值较大,由χ=-2°至χ=-20°时滚转力矩系数变化很小大致相同。对于梯形舵来说,后缘后掠角χ≠0°的情况下,随着后缘后掠角的减小鸭舵的滚转控制能力基本不变。

图9 火箭弹滚转力矩系数滚转特性

图10 不同后缘后掠角舵面的剖面流动特性

图10是在尾翼翼根弦的半弦长处截面上的流线图,由图可知翼面区域产生的涡的强度和位置均出现差异。在尾翼的迎风面上没有明显变化,在背风面左侧均在翼尖处形成漩涡且强度和位置没有明显的变化,背风面右侧随着后掠角的增大涡核向下、向内移动,同时涡的强度减弱。这就导致翼面上的压力减弱,产生的诱导滚转力矩减弱。

5 结论

1)舵偏角产生的下洗流不对称的作用在尾翼上,使尾翼产生反向滚转,是鸭舵难以进行滚转控制的主要原因。

2)在攻角α=4°、舵偏角δ=20°时随着马赫数的增加鸭式布局火箭弹的滚转控制能力减小,在超音速时火箭弹出现反向滚转。

3)减小梯形舵的后缘后掠角,火箭弹的滚转控制效果减弱,但是后缘后掠角由χ=-2°变化至x=-20°时滚转力矩的减小不大。因此在大舵偏角时,梯形舵的后缘后掠角的变化对鸭式布局火箭弹的滚转控制影响不大。

[1] 薛明.鸭式布局火箭弹鸭舵下洗影响滚转气动特性研究 [D].江苏:南京理工大学,2015.

[2] 孟令涛.鸭式气动布局导弹流场数值模拟 [J].系统仿真学报,2008,20(14):3656-3658.

[3] LEI Juanmian,WU Jiasheng,JU Xianming.Extended range guided munition aerodynamic configuration design [J].Journal of China Ordnance,2005(1):61-65.

[4] 陈霞.鸭式布局弹箭滚转控制气动特性研究 [D].江苏:南京理工大学,2007.

[5] LANDERSON Michael G,HALL Les H,ANMAN Lamar M.Aerodynamic Predictions of Pitch and Roll Control for Canard-Con-trolled Missiles： AIAA-2000-4156[R].2000.

[6] 李剑,敬代勇.鸭式布局导弹滚转控制的气动外形设计 [J].航空兵器,2011(6):15-17.

[7] 于勇,张俊明.fluent入门与进阶教程 [M].北京:北京理工大学出版社,2008:86-107.

[8] 王福军.计算流体动力学分析 [M].北京:清华大学出版社,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,山东菏泽人,硕士研究生,研究方向:弹箭气动特性。

TJ765.3

A