謝志敏 ,楊樹興 ,陳 偉

(北京理工大學宇航科學技術學院,北京100081)

0 引 言

卷弧翼是為筒式發(fā)射設計的一種翼型,自50年代中期問世以來,已被廣泛應用于多種戰(zhàn)術武器,例如多管火箭、反坦克導彈、末制導炮彈、航空炸彈、巡航導彈等[1]。但是由于卷弧尾翼的不對稱性,卷弧尾翼火箭彈即使在零攻角零安裝角時也會產生自誘導滾轉力矩,而在有攻角飛行時會產生垂直于攻角平面的側向力和側向力矩[2]。目前對卷弧翼的研究主要集中在卷弧翼和平直翼的差別[3]及利用試驗方法研究卷弧翼的自誘導滾轉特性[4],對卷弧翼的數值模擬主要是為了進行定性的流場分析或為實驗設計提供依據[5,6],針對卷弧翼側向力的數值研究很少,而側向力和側向力矩對卷弧翼飛行器的動穩(wěn)定性有著重要的影響,且不易通過試驗方法獲得。在計算機技術快速發(fā)展的今天,對流場的數值模擬不僅可以大大減少研究費用,還能提供很多風洞實驗無法提供的氣動參數,再現流場各個位置的流場變量分布,便于對氣動特性的分析。因此本文主要采用計算流體力學(CFD)方法來對卷弧尾翼火箭彈側向氣動特性進行研究。

1 數值模擬方法

1.1 流場設置

為了檢驗數值模擬的精度,對具有風洞實驗數據的模型進行模擬,獲得的氣動力系數與實驗數據對比。在模擬該模型時,綜合考慮計算精度、計算時間、計算所需內存,采用顯式算法耦合求解三維N-S方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras方程湍流模式。本文模擬了4馬赫下該火箭彈模型的流場,設定壓力遠場的邊界條件為壓強101325Pa,溫度為288K,設定火箭壁面為無滑移壁面,根據需要設定速度大小和方向,以壓力遠場的邊界條件為初始條件對流場進行初始化。圖1為流場網格示意圖。

1.2 氣動力/力矩系數與實驗數據對比

圖2給出了4馬赫下升力系數,俯仰力矩系數,阻力系數數值計算值和實驗值,兩者吻合很好,計算結果令人滿意,表明文中采用的計算方法和網格劃分可以準確地模擬卷弧尾翼火箭彈流場。

2 側向力研究與分析

2.1 側向力機理研究

在分析側向力機理時,模擬展長120mm,弦長80mm的矩形卷弧尾翼火箭彈在4馬赫10°攻角下的繞流流場,其中模型全長1520mm,彈徑60mm,卷弧尾翼安裝角0°。模型的安裝角設為0°是為了排除尾翼斜置的影響,單獨研究卷弧尾翼和有攻角來流的互相作用。

圖1 火箭彈縱向切面網格圖Fig.1 Mesh of rocket model

圖2 4馬赫下氣動系數對比圖Fig.2 Curves of aerodynamic coef ficients at Mach 4

計算結果顯示,從前緣往后緣,流場受翼片干擾沿著彈體軸向逐漸加大,高壓區(qū)面積在后緣達到最大。彈體右邊的兩片翼和左邊的一片翼其迎風面壓強都大于背風面壓強。彈體下部的翼片凹凸面壓力分布也存在差異,而且彈體下部翼片由于處于迎風一側壓強較彈體上部翼片壓強大。因此可以確定,彈體兩側壓力分布出現不均衡,將產生垂直于攻角平面的側向力。

表1 全彈各部側向氣動系數表Table1 Side force and moment coefficients of all components

表1給出了數值計算得出的全彈各部分的側向力和側向力矩系數。不難看出,卷弧尾翼火箭彈側向力由卷弧尾翼翼片,卷弧尾翼段彈體,卷弧尾翼后彈體和卷弧尾翼前彈體產生。而其中卷弧尾翼前彈體產生的側向力可以忽略,卷弧尾翼翼片對側向力產生起主要作用,彈身產生的側向力與翼片產生的側向力方向相反。

2.2 展弦比對側向力的影響

無論彈身還是彈翼產生的側向力,都是因為流場受到了卷弧尾翼擾動產生不對稱壓力分布所致。因此影響這種擾動的翼展、弦長、翼片曲率半徑和滾轉角的變化都將改變側向力和側向力矩的大小。在分析展長、弦長對側向力的影響時,保持卷弧尾翼徑向投影面積不變,這主要是為了保持法向力及其力矩的不變,從而不改變全彈縱向氣動特性和縱向穩(wěn)定性。圖3為不同展弦比的三組翼形示意圖及側向力系數隨展弦比變化圖,由上到下依次為展長102.2mm,展弦比0.905；展長120mm,展弦比1.333；展長137.28mm,展弦比2.229。

由圖3可以看出,側向力系數隨攻角、馬赫數和展弦比變化發(fā)生一定的改變。雖然改變的數值較小,為10-2量級,但是由于側向力系數本身較小,其相對變化非常大。而且側向力系數隨著攻角增大值也在不斷增大,在4°到6°攻角時變化較其他攻角時更快。展弦比為0.905和1.333的兩種模型的計算結果顯示馬赫數增大,側向力系數增大,而展弦比2.229的模型結果與此相反。同一馬赫數下,隨著展長和展弦比的增大,側向力系數明顯增大,由此可以看出,在卷弧尾翼投影面積不變時,側向力系數與展長的變化一致。

圖3 三組不同展弦比翼形圖及側向力系數變化圖Fig.3 Sketch of three fins with different span to chord ratiosand curves of sideforcecoefficients at Mach 3 and 4

2.3 翼曲率半徑對側向力的影響

分別研究卷弧尾翼曲率半徑為20mm,30mm和40mm時全彈的側向力,同樣保持卷弧尾翼投影面積一致。圖4為不同曲率半徑的三組翼形的示意圖及側向力系數變化圖。不難看出,側向力系數受卷弧尾翼曲率半徑變化產生的差異較小,同一馬赫數下隨曲率半徑的增大側向力系數減小。在4°到6°攻角時,側向力系數隨攻角的變化率較其他攻角時大。

2.4 滾轉角對側向力的影響

圖4 三組不同曲率半徑翼形圖及馬赫數3、4下側向力系數隨曲率半徑變化圖Fig.4 Sketch of three fins with different radii and curves of sidef orcecoefficients at Mach 3 and 4

本文模擬的火箭彈模型的六片卷弧尾翼沿彈體周向均勻分布,兩片翼片之間為六分之一彈體周長。因此只要翼片繞彈體縱軸旋轉一個小于60°的角度,相對于彈體縱向對稱面,卷弧尾翼的分布都將發(fā)生改變。卷弧尾翼分布的變化必將改變卷弧尾翼各翼片的壓力分布,進而改變全彈的側向力系數。圖5給出了滾轉角分別取 0°,15°,30°,45°,60°的卷弧尾翼翼片分布,圖6則為側向力系數隨滾轉角變化圖。

從圖6可以看出,隨滾轉角的增大,側向力系數先減小再增大。由于本文研究的模型是六片卷弧尾翼火箭彈,因此滾轉角范圍在0°到60°。在所取的5個角度中,全彈側向力系數于0°和60°時達到最大值,于30°時達到最小值。此外卷弧尾翼火箭彈一般都有滾轉角速度,達十多轉每秒,因此側向力將以60°為周期,呈周期性變化。

圖5 不同滾轉角示意圖Fig.5 Sketch of different rolling angles orientation

圖6 不同滾轉角時全彈側向力系數變化圖Fig.6 Curves of side force coefficients under different rolling angles orientation

綜上,卷弧尾翼沿彈體周向的排布對側向力存在很大的影響。因此合理選擇卷弧尾翼滾轉角速度對減小全彈側向力十分重要。

3 結 論

(1)卷弧尾翼特定外形對火箭彈流場產生了不對稱擾動,導致卷弧尾翼翼片和彈身壓力

分布出現不均,進而產生了側向力,翼片產生的側向力為全彈側向力的主要部分,彈體其他部位產生的側向力與之方向相反。

(2)超聲速時同一馬赫數下,若卷弧尾翼投影面積一定時,側向力系數隨展長減小而減小,因此為了減小側向力,可以通過減小展長,增大弦長的方式來實現。

(3)超聲速時同一馬赫數下,若卷弧尾翼投影面積一定時,側向力系數隨翼曲率半徑增大而減小,但是曲率半徑對側向力影響權重較小,因此不宜通過改變曲率半徑來減小側向力。

(4)不同滾轉角時,側向力系數變化很大,且呈周期性變化。彈體滾轉時,側向力變化頻率與翼片之間的夾角有關,進而與翼的片數關聯。

(5)側向力矩變化趨勢跟側向力一致。

[1]吳甲生,居賢銘,苗瑞生.卷弧翼氣動特性研究進展[J].力學進展,1995,25(1):102-113.

[2]毛雪瑞.卷弧翼火箭圓錐運動研究[D].[碩士學位論文].北京:北京理工大學,2006.

[3]雷娟棉,居賢銘,苗瑞生.多片尾翼布局彈箭氣動特性數值計算[J].北京理工大學學報,2003,23(6):686-689.

[4]CARL P,TILM ANN.Characterization of the flowfield near awrap-around fin at supersonic speeds[R].AFRLVA-WP-TR-1998-3058.

[5]鞠玉濤.弧形翼-身組合體空氣動力特性的數值模擬研究[D].[博士學位論文].南京:南京理工大學,1999.

[6]宋旭民,夏剛,秦子增,寇保華.弧形翼彈零攻角流場數值模擬[J].戰(zhàn)術導彈技術,2002,(6):21-24.