謝漢橋,劉 述,陳振教

(湖南云箭集團(tuán)有限公司,長沙 410081)

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大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局應(yīng)用研究

謝漢橋,劉 述,陳振教

(湖南云箭集團(tuán)有限公司,長沙 410081)

以大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局為研究對象,通過數(shù)學(xué)仿真計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局的升阻力特性和彈翼受力情況。考慮到彈翼在氣動(dòng)載荷作用下會(huì)產(chǎn)生上翻現(xiàn)象,分析了彈翼上翻5°和10°時(shí)對全彈升阻力的影響。針對大展弦比氣動(dòng)布局采用折疊式彈翼組件的特點(diǎn),分析了彈翼展開機(jī)構(gòu)不同步對全彈氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明,彈翼上翻對升力影響較大,對阻力影響可以忽略;彈翼展開不同步對全彈氣動(dòng)特性影響較小。根據(jù)小型無人機(jī)載彈作戰(zhàn)任務(wù),提出了大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局在無人機(jī)彈藥上使用的建議。

小型彈藥;大展弦比;軸對稱;氣動(dòng)布局

地面防空系統(tǒng)的發(fā)展使載機(jī)投彈時(shí)面臨的威脅越來越大,對機(jī)彈安全性的要求越來越高,在制導(dǎo)彈藥方面越來越重視彈藥的增程化設(shè)計(jì),如美國小型化制導(dǎo)彈藥“SDB”所采用的“菱形背”彈翼。在高空投放時(shí)其射程可達(dá)80 km以上,大幅度提高了制導(dǎo)彈藥的使用射程,已具備防區(qū)外發(fā)射能力?！傲庑伪场睆椧斫M件是面對稱布局,在低速無人機(jī)上使用時(shí),全彈動(dòng)壓較小,側(cè)向機(jī)動(dòng)能力較差,采用傾斜轉(zhuǎn)彎雖可提高面對稱彈的側(cè)向機(jī)動(dòng)能力,但氣動(dòng)耦合的影響使控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度加大。而采用軸對稱氣動(dòng)布局的制導(dǎo)彈藥無論縱向和側(cè)向均能產(chǎn)生同樣大小的升力,且升力的大小和作用點(diǎn)與彈體繞縱軸的旋轉(zhuǎn)無關(guān),即彈體無論如何旋轉(zhuǎn),無論在何種姿態(tài)下飛行,全彈升力的大小和作用點(diǎn)均不變,任何姿態(tài)下所產(chǎn)生的升力都具有快速響應(yīng)特性,可極大降低制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求。因此,為了降低設(shè)計(jì)成本,簡化制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì),在低成本小型無人機(jī)制導(dǎo)彈藥設(shè)計(jì)上采用了大展弦比軸對稱的氣動(dòng)布局形式,如“長釘-NLOS”和“蝰蛇打擊”[1],都使用了折疊式大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局。

本文以大展比(展弦比大于5)軸對稱氣動(dòng)布局為研究對象,分析了大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局在設(shè)計(jì)中需要考慮的關(guān)鍵問題,作為工程上大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的參考和依據(jù)。

1 升阻比特性及彈翼載荷

圖1為“蝰蛇打擊”和“長釘-NLOS”彈藥圖。

圖1 “蝰蛇打擊”和 “長釘-NLOS”彈藥圖

本文模型采用“×”型四片大展弦比彈翼和“×”四片全動(dòng)尾舵正常式氣動(dòng)布局,全彈質(zhì)量為40 kg,全彈長為1 500 mm,彈徑為140 mm,翼展為1 150 mm,彈翼后掠角為15°,彈翼法向弦長為100 mm,彈翼最大厚度為6 mm。模型采用四片全動(dòng)尾舵翼,尾舵展長為350 mm,尾舵前緣后掠角為15°,尾舵后緣后掠角為0°,尾舵稍弦長為85 mm,尾舵最大厚度為6 mm。利用CFD軟件計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到其基本氣動(dòng)特性[2-4]。

1.1 升阻力特性

計(jì)算和試驗(yàn)條件為0°舵偏角和0°氣流扭角時(shí),收翼狀態(tài)和展翼狀態(tài)不同馬赫數(shù)條件下,升力系數(shù)CL隨攻角α的變化曲線如圖2所示。阻力系數(shù)CD隨攻角的變化曲線如圖3所示[5]。

圖2 升力特性隨攻角的變化曲線

圖3 阻力特性隨攻角的變化曲線

由圖2、圖3可知,全彈升阻力氣動(dòng)特性:

①最大升力系數(shù)達(dá)到7,最大阻力系數(shù)超過3;

②阻力系數(shù)與攻角近似為平方關(guān)系;

③攻角小于8°時(shí),升力系數(shù)隨攻角變化的線性度較好。

1.2 氣動(dòng)載荷特性

通過計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到單片彈翼上所受到的法向力Fy如圖4所示。

圖4 單片彈翼上受到的法向力

圖5 “×”形彈翼受力示意圖

1.3 法向載荷引起的彈翼變形

假設(shè)彈翼為平板翼,翼厚度取6 mm,法向弦長100 mm,單片展長520 mm,彈翼材料為鋼,根據(jù)圖4中彈翼受力情況,通過式(1)得到單片彈翼由于法向力所產(chǎn)生的變形如圖6所示。

(1)

式中:θmax為最大變形角,l為單片翼展長,E為彈性模量,I為慣性矩。

圖6 單片彈翼變形角

2 彈翼變形對氣動(dòng)特性的影響

圖7為彈翼上翻10°示意圖。從圖7可以看出,在飛行馬赫數(shù)為0.8和攻角為14°的條件下,彈翼最大變形達(dá)到了7°。

圖7 彈翼上翻10°示意圖

考慮到鋼的彈性模量較大,在實(shí)際使用中,可能采用鋁等彈性模量較小的材料,因此飛行馬赫數(shù)為0.4和0.8時(shí),彈翼上翻5°和10°情況下對全彈升阻力的影響進(jìn)行分析,結(jié)果如表1和表2所示,表中γ為彈翼上翻的角度。

由表1、表2可知,在Ma=0.4時(shí),彈翼上翻使彈翼阻力增大。5°彈翼上翻角時(shí)阻力增加不大于2%。10°彈翼上翻角時(shí)阻力增加一般不大于3%,個(gè)別點(diǎn)大于3%。彈翼上翻使升力變小,在5°上翻角時(shí),升力系數(shù)減小了16%左右;在10°上翻角時(shí),升力系數(shù)減小了25%左右。升力系數(shù)受速度和上翻角影響較大。

表1 Ma=0.4時(shí)彈翼上翻對升阻力影響

表2 Ma=0.8時(shí)彈翼上翻對升阻力影響

3 彈翼展開不同步氣動(dòng)特性

3.1 延時(shí)展開模型

大展弦比氣動(dòng)布局為保證良好的掛機(jī)適應(yīng)性,彈翼一般采用了折疊方式,全彈在掛載狀態(tài)下處于折疊狀態(tài),投放后彈翼展開,以展翼狀態(tài)飛行。彈翼延時(shí)伸展是全彈在展翼過程中,由于上面兩片彈翼重力引起負(fù)過載,下面兩片彈翼重力引起正過載,使上下兩對彈翼受力不同,出現(xiàn)四片彈翼未同時(shí)達(dá)到完全展開狀態(tài)的情況。定義在一片彈翼最先達(dá)到完全展開狀態(tài)的同時(shí),其他彈翼與自身完全展開狀態(tài)的轉(zhuǎn)軸夾角為延時(shí)角。通過計(jì)算該狀態(tài)下的氣動(dòng)特性,分析彈翼延時(shí)伸展對全彈氣動(dòng)性能的影響。

根據(jù)全彈受力情況,在全彈展翼過程中,彈體下方兩片彈翼的受力情況相同,其同步誤差較小,可忽略不計(jì),認(rèn)為這兩片彈翼將同時(shí)達(dá)到完全展開狀態(tài);彈體上方兩片彈翼的受力情況相同,但扭轉(zhuǎn)力相對于下方兩片彈翼較小,這就導(dǎo)致在彈體下方兩片彈翼達(dá)到完全展開狀態(tài)的同時(shí),彈體上方兩片彈翼處于延時(shí)展開狀態(tài),根據(jù)彈翼受力分析取上面兩片彈翼和下面兩片彈翼延時(shí)角為10°。圖8為彈翼延時(shí)展開狀態(tài)與完全展開狀態(tài)的三維模型圖[6-9]。

圖8 延時(shí)展開狀態(tài)三維模型圖

根據(jù)以上的三維模型,對模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分,網(wǎng)格圖見圖9。

圖9 彈翼延時(shí)伸展計(jì)算網(wǎng)格圖

3.2 仿真計(jì)算結(jié)果

計(jì)算條件為Ma=0.4,0.5;α=2°,4°;全彈滾轉(zhuǎn)角λ=0°,延時(shí)角為10°。

根據(jù)以上計(jì)算條件對彈翼延時(shí)伸展?fàn)顟B(tài)進(jìn)行了流體有限元仿真計(jì)算,計(jì)算結(jié)果如表3所示。由以上計(jì)算結(jié)果可知,彈翼延時(shí)展開與完全展開相比,全彈阻力系數(shù)CD減小約1.8%;升力系數(shù)CL減小約3.9%;滾轉(zhuǎn)力矩因數(shù)mx和偏航力矩因數(shù)my基本無變化;俯仰力矩因數(shù)mz增大約100%。由計(jì)算結(jié)果可知,除mz外,由于重力引起的彈翼延時(shí)展開對全彈基本氣動(dòng)特性影響較小。

表3 彈翼延時(shí)展開對氣動(dòng)性能影響

4 大展弦比氣動(dòng)布局使用分析

由圖1可知,大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局飛行馬赫數(shù)在0.4以上,阻力增大較為明顯。阻力的增加將對飛行速度產(chǎn)生直接影響。因此,在采用大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局且選擇彈翼展長時(shí),要考慮攻擊目標(biāo)對彈速度和機(jī)動(dòng)能力的需求。大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局的彈藥一般用于打擊地面目標(biāo),以車輛、小型艦艇、裝甲類目標(biāo)為主,這類目標(biāo)的移動(dòng)速度一般小于100 km/h,過載小于1.5。由于彈飛行速度一般要大于200 km/h。因此,彈的飛行速度可以滿足攻擊目標(biāo)的速度要求,但彈的飛行速度對彈命中精度會(huì)產(chǎn)生一定影響。下面分析打擊移動(dòng)速度為100 km/h且過載大小為1.5的目標(biāo)時(shí),對彈過載的要求及飛行速度和導(dǎo)引頭盲區(qū)對彈命中精度的影響。

4.1 彈飛行速度和導(dǎo)引頭盲區(qū)對命中精度的影響

在打擊移動(dòng)目標(biāo)時(shí),由于導(dǎo)引頭盲區(qū)的影響,目標(biāo)機(jī)動(dòng)對彈的命中精度影響較大。導(dǎo)引頭盲區(qū)和目標(biāo)的機(jī)動(dòng)引起的誤差可采用式(2)近似計(jì)算[10]:

(2)

式中:ΔL為產(chǎn)生的誤差,t為彈在導(dǎo)引頭盲區(qū)距離內(nèi)的飛行時(shí)間,g為重力加速度,目標(biāo)過載能力為1.5。

取彈飛行速度為120m/s,導(dǎo)引頭盲區(qū)為70m。計(jì)算得到在導(dǎo)引頭盲區(qū)距離內(nèi),由于目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的命中誤差為2.5m。彈飛行速度為200m/s,誤差為0.9m。由分析可知,彈飛行速度對移動(dòng)目標(biāo)的命中精度影響較大,在滿足過載的條件下,提高飛行速度可大幅提高命中精度。

4.2 彈飛行速度對彈翼受力影響

彈體需產(chǎn)生的法向過載可采用式(3)近似計(jì)算:

(3)

式中:v,vT分別為彈和目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)速度;θ為彈道傾角;q為彈目視線角;R為彈目距離;g為重力加速度。

根據(jù)彈的法向過載計(jì)算單片彈翼需要產(chǎn)生的法向力,可采用式(4)進(jìn)行近似計(jì)算:

(4)

式中:G為彈所受重力。

假設(shè)彈的飛行速度為120m/s,彈道傾角選定在-40°,導(dǎo)引頭失控距離(盲區(qū))為70m,彈體需產(chǎn)生的法向過載近似為2.5,單片單翼需要產(chǎn)生的法向力為303N。

當(dāng)彈飛行速度為200m/s,其他條件不變的情況下,彈需用過載近似為4.5,單片單翼需要產(chǎn)生的法向力為545N。

提高了彈的飛行速度,在打擊同樣的目標(biāo)時(shí)也提高了彈的需用過載。但從單片彈翼產(chǎn)生的法向力來看,在120m/s時(shí),即彈飛行馬赫數(shù)為0.35時(shí),彈難以滿足需用過載要求;而在200m/s時(shí),彈7°攻角可滿足過載要求。因此,減小彈的飛行阻力,提高彈的飛行速度可提高對移動(dòng)目標(biāo)打擊的靈活性,并且速度的提高可以放寬對導(dǎo)引頭盲區(qū)距離的要求,同樣可以減少對彈需用過載的要求。如離導(dǎo)引頭盲區(qū)距離為90m,彈飛行速度為200m/s,在其他條件不變的情況下,由導(dǎo)引頭盲區(qū)引起的誤差為1.49m,彈的需用過載為3.31。綜合分析來看,采用大展弦比軸對稱彈翼可提高彈的側(cè)向過載,但在實(shí)際使用時(shí),仍需對以下方面綜合考慮:

①展弦比越大,在速度相同的情況下,彈可用過載越大,但產(chǎn)生的阻力越大,影響彈飛行速度。飛行速度降低,在打擊移動(dòng)目標(biāo)時(shí),增加了彈的飛行時(shí)間和能量消耗。特別是導(dǎo)引頭盲區(qū)飛行時(shí)間的增加將增大脫靶量。

②展弦比增加,彈翼受力變形越大,將引起升力下降。

③大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局的氣動(dòng)載荷特點(diǎn)使其彈翼所受載荷較大,增加了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度和結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

④在制導(dǎo)炸彈上,飛行阻力的增加減小了飛行速度,提高了在導(dǎo)引頭盲區(qū)的距離要求。

5 結(jié)束語

大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局的主要特點(diǎn)是在低速條件下可以產(chǎn)生大的升力,以提高彈的射程,并且可以產(chǎn)生較大的法向和側(cè)向過載,法向和側(cè)向過載增大,提高了發(fā)射區(qū)域和增大了發(fā)射離軸角,提高了對目標(biāo)的打擊靈活性,但大展弦比氣動(dòng)布局的阻力也較大,阻力的增大將對彈的飛行速度產(chǎn)生影響。從打擊地面移動(dòng)目標(biāo)對過載和速度的要求來看,增大速度有利于降低對導(dǎo)引頭盲區(qū)距離的要求,減少導(dǎo)引頭盲區(qū)對命中精度的影響。

因此,大展弦比軸對稱氣動(dòng)布局可適應(yīng)于低速條件下提高彈的射程,打擊機(jī)動(dòng)能力較差的低速移動(dòng)目標(biāo)和固定目標(biāo)。但在進(jìn)行氣動(dòng)特性分析時(shí)需考慮彈翼受力變形對氣動(dòng)的影響,在小型無人機(jī)彈藥上采用軸對稱氣動(dòng)布局時(shí),建議飛行馬赫數(shù)不大于0.5,以減少彈翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度和由于彈翼變形對升力的影響,如“蝰蛇打擊”制導(dǎo)彈藥主要是在馬赫數(shù)小于0.5的情況下使用,同時(shí)在末端采用降落傘進(jìn)行減速。

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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

謝漢橋(1979- ),男,工程師,碩士,研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。E-mail:496763380@qq.com。

E932.3

A

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