陳河梧 ,劉 展,熊 琳

(中國航天空氣動力技術研究院,北京 100074)

0 引 言

舵面是飛機、導彈和航天飛行器的主要控制面。特別是在稠密大氣層的高超聲速飛行條件下,為了獲得足夠的機動能力,主要依靠舵面的偏轉(zhuǎn)方式和偏角大小,直接為機動飛行的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)提供控制力矩。但是,隨著高超聲速Ma數(shù)的增大,舵偏氣動效率會明顯下降。又由于舵面處在高速高溫氣流中,舵體之間的激波干擾,以及激波邊界層干擾,也會導致嚴重的氣動加熱。氣動力/熱載荷的雙重作用,嚴重影響到舵面的控制特性,從而直接威脅飛行的穩(wěn)定性和機動性。從理論上準確數(shù)值模擬舵體交接處具有三維特征的粘性流場并非輕而易舉。因此,以舵面天平為測力技術手段的風洞試驗,仍然是預測舵面氣動特性的重要技術途徑。

目前,依靠一種新型輪轂式天平,使高超聲速風洞實現(xiàn)飛行器部件多天平測力成為可能。

1 雙天平測試技術的設計特點

1.1 基本思路

由于限重,舵機的功率不可能過于富裕,一般總是把舵軸布置在很靠近弦向壓力中心附近,鉸鏈力矩本來就不大,加上高超聲速風洞氣流動壓低,使得氣動載荷相對較小,測準鉸鏈力矩歷來是公認的難題。傳統(tǒng)意義上的縱軸分離式鉸鏈力矩天平,在天平結(jié)構設計時,把測量鉸鏈力矩分量的元件(應變梁)與測量其它分量的元件相分離,測量舵安裝在鉸鏈力矩元件上,再使用鉸鏈帽安裝在五分量桿式天平上,并通過尾支桿在模型內(nèi)腔中縱向連接。這種天平結(jié)構可以充分利用模型縱軸方向的空間,但要同時布置多天平分別測準部件(如升降舵、方向舵、襟翼等)氣動力和力矩分量,從天平結(jié)構布局中同時合理地分配各單元載荷及相互間干擾,以及協(xié)調(diào)解決靈敏度與強度、剛度之間的矛盾,則不易辦到。

1.2 雙天平測量裝置

輪轂式鉸鏈力矩天平的結(jié)構,因其外形小巧(見圖1)可隨意放置在全模型縱向腔內(nèi)的任意位置,橫置或斜置,一片測量舵使用一桿天平,既可實現(xiàn)雙天平部件測力,又可保證天平軸線與舵面轉(zhuǎn)軸重合,改變舵偏角時,舵面與天平一起相對于體軸偏轉(zhuǎn)。天平軸系與舵面軸系相一致,天平直接測出的是操縱面軸系的空氣動力載荷,不需再作坐標軸系轉(zhuǎn)換。

圖1 輪轂式天平架構Fig.1 Sketch of the balance in form of wheel hub

1.3 隔熱技術措施

在高超聲速風洞中,由于防止氣流冷凝的需要,工作氣體必須事先預熱。風洞高溫氣流運行幾十秒,甚至2min,會使天平應變片和彈性元件產(chǎn)生熱應變。這時,可設計用玻璃鋼材料制作的天平元件包罩,以防止天平元件因受熱而產(chǎn)生的溫度效應。同時,為了盡可能防止熱氣流從舵軸縫隙間竄入內(nèi)腔,舵體之間可設計成迷宮形式與天平連接。

2 風洞和模型

2.1 風 洞

試驗使用的暫沖、吹引式高超聲速風洞,帶封閉室自由射流試驗段,以空氣為工作介質(zhì)。噴管出口直徑為φ 0.5m。采用更換噴管的辦法改變Ma數(shù),其范圍為5～10。

現(xiàn)有支撐模型天平的快速插入式四自由度機構可使迎角變化范圍為-10°～50°;固定式弓形機構只能使迎角在-10°～25°范圍內(nèi)變化。風洞光學紋影流場可實時顯示和拍攝。

2.2 模 型

試驗模型為一種舵-體組合氣動外形,其尾部布局十字形4片切尖三角形控制尾翼,半展與根弦比為0.38,平均氣動弦長0.05m,相鄰舵間交角均成90°。尾翼控制面通過角度墊塊實現(xiàn)舵偏角變化,其安裝示意如圖2所示。

試驗中規(guī)定左右兩側(cè)平置尾翼為測量舵,每片舵通過轉(zhuǎn)軸與其專用的天平連接。一次試驗中,左右舵分別改變同一角度的正負偏角。最終完成Ma=6,模型迎角從 0°～ 35°;舵偏 0°、±10°、±20°、±30°條件下尾舵氣動特性的測量。

圖2 舵面外形及安裝方式Fig.2 Tails Configuration

3 結(jié)果和討論

3.1 法向力特性

高超聲速氣流沿著體表面繞過大偏角(實際是預置角與舵的當?shù)赜堑寞B加)舵面時,舵體之間的激波干擾,以及激波與邊界層干擾,會產(chǎn)生舵面法向力CN隨迎角α增大變化的非線性效應。圖3描述不同舵偏角δ時,CN與α之間的定量關系。對于零舵偏的情況,可以算出 α=10°、20°、30°時,ΔCN/Δ α分別為0.015、0.024、0.030,充分表明 CN隨迎角增大變化明顯存在的非線性效應。

圖3 法向力CN隨δ、α增大的變化Fig.3 Variation of CNat increasing δ and α

再以α=0°為例看舵面效率如何變化。當舵偏角從 δ=0°分別增大到 10°、20°、30°時,ΔCN/Δδ分別為0.013、0.018、0.027。舵偏角的增大顯然也引起控制力的迅速增長。圖3非常直觀地反映出舵面效率隨迎角和舵偏角的增大而逐漸提高的變化趨勢,這種俯仰高效率一直保持δ=30°的操縱偏角,迎角可以大到α=30°,而且是迎角愈大,偏舵的氣動效率貢獻也隨之增加。這個氣動特點似乎也證實了文獻[2]的分析：高超聲速Ma數(shù)俯仰效率相當高,一般情況下,大迎角大舵偏角不會太快出現(xiàn)舵翼失速。

3.2 鉸鏈力矩特性

鉸鏈力矩的參考點取在舵的轉(zhuǎn)軸上。舵面坐標系的規(guī)定使正的舵面法向力產(chǎn)生負方向的鉸鏈力矩Cmh。圖4給出鉸鏈力矩隨舵偏角的變化。δ=10°、20°、30°正舵偏角,Cmh隨迎角增大而朝負方向急劇增大。在大迎角大舵偏角狀態(tài),Cmh如同CN一樣,出現(xiàn)明顯的非線性變化。全動式尾舵的偏角加大,顯然能提供足夠的控制力矩 。δ=-5°、-10°、-20°、-30°負舵偏角,負法向力的貢獻使Cmh隨迎角增大雖然也負值增長,但負舵偏角的操縱力矩比之正舵偏角而言,已大大地減弱。

圖4 鉸鏈力矩Cmh隨δ、α增大的變化Fig.4 Variation of Cmhat increasing δand α

3.3 弦向壓心位置的變化特性

弦向壓力中心是舵面法向力和鉸鏈力矩的導出量。從平均氣動弦前緣頂點起相對于平均氣動弦長的弦向壓心系數(shù)Xd隨α、δ的變化情況表示如圖5。當CN＞0,-Cmh使弦向壓力中心位于轉(zhuǎn)軸之后。從圖5看出,δ從 0°到30°的增大,弦向壓心位置相對于舵軸向后的移動量也緩慢加大。在α=0°～35°迎角范圍內(nèi),弦向壓心離開舵軸的后移范圍大約為5～6mm,舵面應基本上處于可操縱狀態(tài)。國外研究一種尾-身組合體類似氣動布局的舵面氣動特性[3],但僅限于Ma=3超聲速范圍。其結(jié)果,舵面弦向壓心大致有5mm的變化范圍。在量級意義上講,至少可以說明輪轂式雙天平舵面測力結(jié)果的準確程度。

從一般的定量描述看來,大迎角大舵偏角下流場的非線性引起壓心小量的移動,都會導致舵面鉸鏈力矩發(fā)生明顯變化。圖5所示+δ和α的增大,似乎并不大明顯引起壓心移動變化。因此,只要恰當選擇舵軸相對于根弦的位置,就應可以限制Cmh在較小范圍內(nèi)變化,從而盡可能降低伺服機構的需用功率。

圖5 弦向壓心 Xd隨δ、α增大的變化Fig.5 Variation of Xdat increasing δ and α

4 結(jié) 論

綜上所述,歸納為3點結(jié)論：

(1)高超聲速條件下,舵面俯仰控制效率相對較高,而一直保持到大舵偏角,甚至在大迎角下仍不出現(xiàn)舵面失速現(xiàn)象。這一特點有利于舵-體布局通過加大舵偏角和迎角范圍而獲得更大的控制力增量;

(2)舵面偏轉(zhuǎn)角從定量關系上主導著鉸鏈力矩變化,偏角大,控制力也增大。但是弦向壓心并不因偏角增大而明顯移動;

(3)輪轂式天平結(jié)構簡單,可隨意豎置或斜置,完全適于舵面雙天平乃至多天平測力。

[1] 熊琳,劉展,陳河梧.舵面天平技術及其在高超聲速風洞的應用研究[J].實驗流體力學,2007,21(3)：54-57.

[2] NIELSEN J N.Nonlinearities in missile aerodynamics[R].AIAA 78-20,1978.

[3] DERRICK J N,SPRING D J,WINN G C.Aerodynamic characteristics of a series of bodies with and without tails at Mach number from 0.8 to 3.0 and angles of attack from 0 to 45 degrees[R].AD A-028324,1976.