周 航,陳少松,徐一航,呂代龍

(南京理工大學 能源與動力工程學院,江蘇 南京 210094)

現代火箭彈的發(fā)展趨勢已不再是傳統(tǒng)對面的覆蓋打擊,而是精確制導打擊,尤其是攻擊運動目標,要實現現代戰(zhàn)爭所要求的戰(zhàn)斗任務,這對制導火箭彈提出了更多的要求,尤其是操縱性、穩(wěn)定性和機動性。如何在保證火箭彈具有靜穩(wěn)定性的同時提高其操縱性和機動性,成為氣動設計者研究的一個熱點問題。

制導火箭彈的操縱性可以理解為當操縱舵面偏轉后,彈箭改變其原來飛行狀態(tài)(如攻角、側滑角、俯仰角、彈道傾角等)的能力以及反應的快慢程度[1]。制導火箭彈常常需要在亞、跨、超音速的條件下飛行,在飛行的被動段,速度由超音速不斷下降,壓心后移明顯,質心不變,制導火箭彈的靜穩(wěn)定性增加,導致操縱性明顯下降。制導火箭彈在被動段的飛行是實現精確打擊運動目標的關鍵階段,在這一彈道段保持好的操縱性和機動性非常重要,為了解決這一問題,需要在布局設計上使之盡可能地保持制導火箭彈的壓心隨速度協(xié)調變化,滿足制導火箭彈操縱性的要求。

針對制導火箭彈的操縱性國內外學者做了一些研究。陸飛龍[2]研究了雙鴨式布局火箭彈氣動特性,發(fā)現加裝反安定面的鴨式布局火箭彈的壓心出現了不同程度的前移,操縱性提高。張鯨超等[3]研究了無翼式布局制導火箭彈俯仰操縱氣動特性,結果顯示負舵偏角時,壓心前移,穩(wěn)定性減小,有利于俯仰操縱。李召等[4]發(fā)現在超口徑小型戰(zhàn)術導彈上加裝反安定面后,靜穩(wěn)定度由原來的10%～15%下降到5%～8%,有效提高了可操縱性。

正常式布局彈箭增加操縱性有減小尾舵和彈翼尺寸、前移彈翼位置、頭部增加反安定面等方法,由于受結構的限制,彈翼位置不便移動,減小尾翼和尾舵尺寸會減小全彈的法向力,從而降低全彈機動性。在不減小彈箭法向過載的前提下,改善彈箭飛行操縱性,在彈體頭部加裝反安定面是一種行之有效的辦法,頭部加裝反安定面后,改變了全彈的法向受力布局,法向力產生的力矩能降低靜穩(wěn)定度,從而提高操縱性,增加反安定面可以提高全彈的法向過載,從而提高全彈的機動性。本文運用CFD軟件對小長細比正常式布局火箭彈加裝反安定面進行仿真計算,分析反安定面對氣動特性的影響,揭示反安定面改善火箭彈操縱性的機理,為提高制導彈箭操縱性設計提供一定的幫助。

1 計算模型與數值方法

1.1 計算模型與網格劃分

計算模型為正常式布局火箭,翼片與尾舵呈“×”字型,彈徑為D,彈長L=6.72D,彈翼根弦長0.66D,翼展0.3D,尾舵根弦長0.66D,展長為0.42D,前緣后掠角均為30°。反安定面距彈頭為0.41D,根弦長0.16D,展長0.23D,前緣后掠角為20°。具體幾何形狀見圖1和圖2。

圖1 SR火箭彈外形

圖2 SF火箭彈外形

用ICEM CFD軟件對計算模型進行六面體網格劃分,計算域前、后場均采用10倍彈長,徑向15倍彈徑,縱向過渡比為1.2,壁面第一層網格高度由y+=1確定,網格數約為420萬。圖3～圖6給出了模型網格細節(jié)。

圖3 SR相鄰尾翼對稱面局部網格

圖4 SF相鄰尾翼對稱面局部網格

圖5 彈頭部網格

圖6 彈尾部截面網格

1.2 控制方程及網格無關性驗證

本文采用的控制方程為三維積分形式的雷諾平均N-S方程:

(1)

式中:V為任意控制體,W為守恒變量,F為無黏通矢量項,FV為黏性通量,?V為控制體的邊界,n為控制體邊界單位外法向矢量,Re為計算的雷諾數,t為時間,S為面積。

為了提高計算精度與計算效率,本文在計算時采用雙時間步法,該方法具備良好的穩(wěn)定性與較高的計算效率?？臻g離散格式選用AUSM格式,AUSM迎風格式把流場擾動傳播過程中的聲波影響和對流影響作為主要因素進行考慮;在對黏性流動中的剪切、邊界層及激波問題處理時具有較高的分辨率以及計算效率[5]。

Transition SST模型對流動分離和壓力梯度等因素比較敏感,該模型模擬的脈動風壓及尾流區(qū)流向速度與實驗數據吻合良好[6],本文采用Transition SST模型進行模擬計算。

本文在SF模型基礎上劃分了3套網格,網格數量分粗糙型240萬,中等型420萬,精細型510萬。俯仰力矩系數是衡量彈箭操縱性的重要參考值,計算來流Ma=2,α=4°,δ=-10°工況下俯仰力矩系數,結果如表1所示,表中,N為網格數量,Cmz為俯仰力矩系數,η為計算結果相對差值。從表中結果看出選用420萬網格計算比較合適。

表1 網格無關性驗證

1.3 數值模擬準確性驗證

為驗證數值模擬的正確性,將進行過測力試驗的SR模型實驗數據與仿真數據做對比。

數值計算外場邊界條件與風洞實驗段工況一致,在馬赫數為2.0,攻角范圍為-2°～20°時對比法向力系數和俯仰力矩系數。表2為風洞內實驗段參數。表中,Ma為馬赫數,p0為總壓,p為靜壓,T0為總溫,T為靜溫。

表2 風洞內實驗段參數

模擬結果與實驗數據對比結果如圖7、圖8所示,圖中,α為攻角,CN為法向力系數,Cmz為俯仰力矩系數。CN和Cmz曲線趨勢和風洞實驗值一致。從圖7中可以看出,法向力系數CN計算結果與實驗值吻合度很高,各點實驗數據和模擬數據近乎重合,在α=6°時與實驗值相比的最大誤差僅為3.25%。

圖8為俯仰力矩對比圖,計算值與實驗值相比的最大誤差在α=20°處,為5.53%。計算值和實驗值對比圖說明,數值計算模擬所得結果在計算域內是可靠的。

圖8 俯仰力矩系數對比圖

2 氣動數值研究

正常式布局火箭彈增加4片反安定面后改變了頭部氣動布局,洗流必然會給彈身、翼面和尾舵產生干擾;另外,彈頭部安裝氣動部件后也會對全彈的氣動特性產生影響。經過數值計算得到了不同攻角、馬赫數和舵偏角的氣動數據,分析反安面對全彈氣動特性的影響。

2.1 反安定面對操縱性的影響

壓心到質心的距離與全彈長的比值稱為靜穩(wěn)定儲備量,也叫靜穩(wěn)定度。

(2)

對于尾翼彈,要求靜穩(wěn)定度為12%～20%,才能有較好的飛行穩(wěn)定性,對于有控飛行彈箭,為了操縱靈活,穩(wěn)定儲備量不能過大。靜穩(wěn)定度的大小可以衡量彈箭操縱性的好壞,靜穩(wěn)定度越大,操縱性越差;靜穩(wěn)定度越小,操縱性越好。配平比也是表征操縱性好壞的度量,配平比即在彈箭穩(wěn)定飛行的狀態(tài)下,攻角與舵偏角的比值[7]:

(3)

式中:α為攻角,δ為舵偏角,Cmδe為升降舵操縱效率,Cmα為俯仰靜穩(wěn)定導數。

配平比絕對值越大,表示操縱效率越高[8],即用小的舵偏角就能產生大的攻角,提供大的法向力。圖9為α=12°,δ=0°時,靜穩(wěn)定度隨Ma的變化曲線;圖10為δ=-5°時配平比隨Ma的變化曲線。

圖9 δ=0°且α=12°時靜穩(wěn)定度隨Ma的變化曲線

圖10 δ=-5°時配平比隨Ma的變化曲線

由圖9可發(fā)現,2種模型在亞音速時靜穩(wěn)定度隨馬赫數增加而增加,在跨音速時達到最大,之后隨馬赫數增加而減小,且始終大于0,說明該彈箭是靜穩(wěn)定的;SF模型較SR模型靜穩(wěn)定度由原來的7%～16%降至4%～13%,圖10中,增加反安定面后SF模型配平比絕對值由原來的1.4～1.8變?yōu)?.8～2.4。由此可以看出,SF模型在保持靜穩(wěn)定的同時壓心向質心靠近,操縱性變好。

2.2 反安定面對全彈氣動特性的影響

擾動在亞音速的傳播區(qū)域為全流場,在超音速時局限于馬赫錐內,反安定面對彈身的擾動在超音速時沿著反安定面前緣向后傳播。圖11(a)為SF模型Ma=2,α=12°,δ=0°時反安定面半弦長截面壓力云圖(左)以及OXY剖面壓力云圖(右),圖11(b)為SR模型在和SF模型相同的工況下的壓力云圖。

圖11 Ma=2且α=12°時2種模型壓力云圖對比(單位:Pa)

對比圖11(a)和圖11(b)的左圖,由于氣流在反安定面前緣受到壓縮,形成激波,可以明顯看出SF模型下兩片反安定面的下方出現了高壓區(qū);在有攻角時反安定面上方形成膨脹波,在上兩片反安定面上方出現了低壓區(qū)。左圖中,SF模型與SR模型相比高壓區(qū)擴展至兩片下反安定面之間,彈體頭部上下壓差增大,右圖對比結果顯示SF模型彈頭上方低壓區(qū)在增大,使彈頭的法向力增加,對火箭彈進行俯仰操縱有利。

圖12給出了2種模型在Ma=2,δ=-10°,0°,-10°時法向力系數隨攻角的變化規(guī)律。圖13給出了δ=0°時,α=4°,8°,12°時法向力系數隨Ma的變化曲線圖。

由圖12可以看出,加裝反安定面之后全彈法向力系數均有提升,說明加裝反安定面后增加的法向力抵消翼面及尾舵下洗損失的法向力后還有余量。圖13中,小攻角時提升幅度不太明顯,6°攻角之后,CF模型比CR模型法向力系數提高了2%～3%。由于多出的這一部分法向力位于彈頭部,距離質心比較遠,因此對壓心位置調節(jié)以及俯仰操縱性能改變有很大幫助。

圖12 Ma=2時不同舵偏角全彈法向力系數曲線圖

圖13 δ=0°時不同攻角全彈法向力系數曲線圖

雖然SF模型法向力系數增加幅度不大,但由于增加的這一部分法向力位于彈頭部,距離質心較遠,操縱力臂較大,因此在俯仰力矩系數的表現上比較明顯。圖14為Ma=2時2種模型在不同舵偏角下俯仰力矩系數隨攻角變化的曲線圖,其中低頭時力矩為負。

圖14 Ma=2時不同舵偏角俯仰力矩系數曲線圖

可以看出,不論在正舵偏、負舵偏還是無舵偏時,俯仰力矩系數曲線隨攻角增大均減小,說明彈箭在攻角增大時產生穩(wěn)定力矩或有產生穩(wěn)定力矩的趨勢。在小攻角的時候俯仰力矩系數變化不是很大,δ=10°時,4°攻角之前,SF模型俯仰力矩系數相對于SR模型絕對值減少了4%～8%,6°攻角之后,減少了10%～13%,說明SF模型穩(wěn)定力矩減小,對彈箭俯仰操縱有利。

表3給出了Ma=2,δ=-10°兩模型部分攻角的軸向力系數。對比表中數據得出,增加反安定面后軸向力系數增量基本在2%～3%左右,小攻角工況飛行時甚至低于2%,總之,增加反安定面后對阻力系數影響不大。

表3 Ma=2,δ=-10°兩模型軸向力系數

2.3 反安定面對彈尾氣動部件的影響

2.3.1 反安定面對尾部流場影響分析

SF模型反安定面的下洗作用會對彈身及尾翼產生氣動干擾,有攻角時下洗流會使翼面及尾舵的當地攻角減小,進而使翼面和尾舵有效法向力減小。若翼面和尾舵法向力損失遠小于反安定面增加的法向力,則全彈法向力增加,增加反安定面對SR模型產生有利影響。圖15給出了Ma=2,δ=-10°時不同攻角下2種模型沿彈軸橫截面渦量對比云圖。

圖15 Ma=2,δ=-10°時SF(左)與SR(右)兩模型渦量圖

從圖15(a)可以看出,α=4°時兩片反安定面分離渦脫落后重新附著在彈頭部,隨著黏性耗散,強度越來越小。圖15(b)給出了α=8°時的渦量對比云圖,可清楚地看出下方反安定面分離渦最強的區(qū)域附著彈體擴散到整個上翼面和尾舵,此時上翼面和尾舵受下兩片反安定面洗流影響最為嚴重,舵面效率有所降低。圖15(c)中α=12°時上、下反安定面的分離渦上移翻過上翼面及尾舵,洗流對翼面及尾舵影響不大,舵面法向力效率有所回升。

2.3.2 反安定面對尾部氣動特性的影響

反安定面對于尾舵的法向力影響可以從尾舵法向力系數繼續(xù)分析,從壓力云圖和渦量云圖來看,全彈的氣動特性呈左右面對稱,因此可選擇分析單側舵面氣動特性。圖16為Ma=2,δ=-10時右側上、下尾舵法向力系數圖。

圖16 Ma=2,δ=-10°時尾舵法向力系數曲線圖

由圖16可以看出,上尾舵在小攻角和大攻角時曲線趨于一致,而在6°和8°攻角時SF模型法向力系數明顯小于SR模型,在8°攻角時SF模型比SR模型上尾舵法向力系數減小了約7%,說明此時上尾舵受反安定面洗流影響較為嚴重,舵面當地攻角減小,舵效降低。另外,兩模型在12°攻角之后舵面法向力系數不再為線性增長,而出現下拐趨勢,此時彈身洗流對上尾舵影響占主要因素;兩模型下尾舵法向力系數曲線基本重疊,說明在小攻角時,由于反安定面暴露展長小,下洗對尾舵的干擾影響不大;大攻角時,下尾舵脫離了洗流影響區(qū),故而在數值上兩模型相差不大。上、下尾舵法向力系數在4°攻角后差距越來越大,原因是4°攻角之后下尾舵逐漸脫離彈體和反安定面的洗流區(qū),而上尾舵則受反安定面和彈體洗流的雙重影響,故而下尾舵效率要高于上尾舵。

對于翼面的分析和尾舵的處理方法相同,圖17給出了Ma=2,δ=-10時右側上、下翼面法向力系數隨攻角變化圖。

由圖17可以看出,有攻角時下翼面基本不受洗流影響,兩模型下翼面法向力系數相近,且隨攻角增加呈線性增加,上翼面位于反安定面和彈身洗流影響區(qū),對比兩模型上翼面法向力系數曲線可知,在4°～12°攻角時,反安定面對上翼面干擾嚴重,8°攻角時法向力系數下降約12%,12°攻角之后兩模型上翼面法向力系數均下降,原因是攻角過大以后上翼面處于彈身背風區(qū),來流動壓下降,導致法向力系數曲線在12°攻角后出現下拐趨勢。

圖17 Ma=2,δ=-10°時翼面法向力系數曲線圖

反安定面增加使彈頭部法向力增加,此部分法向力產生的力矩為翻轉力矩,可使靜穩(wěn)定性減小;反安定洗流導致尾翼和尾舵的法向力有所損失,尾部法向力提供穩(wěn)定力矩,雖然尾翼和尾舵的翼面效率有所降低,同時也會減小靜穩(wěn)定性,提高操縱性。

3 結束語

本文通過對加裝反安定面前后2種模型進行計算,得到不同攻角、馬赫數和舵偏角下的氣動參數,對2種模型流場進行分析,進一步分析2種模型的氣動規(guī)律,得到以下結論:

①加裝反安定面后全彈法向力系數有所增加,增加的這部分法向力位于彈頭部,距離質心較遠,操縱力臂大,正舵偏角時使俯仰力矩系數絕對值在6°攻角之后大幅減小,使靜穩(wěn)定度顯著降低,配平比絕對值增加,壓心向質心靠近,在保證全彈靜穩(wěn)定的同時提高了操縱效率。頭部法向力增加同時提高了法向過載,全彈機動性有所改善。

②增加反安定面后全彈流場發(fā)生了變化。小攻角時,由于反安定面暴露展長較小,洗流對尾舵的影響不大;6°～8°攻角時,反安定面分離渦上翻至上翼面和上尾舵,對尾舵和翼面干擾較為嚴重,12°攻角之后上翼面和上尾舵離開了反安定面洗流影響區(qū),翼面和舵面效率回升。

③在小攻角時彈身洗流對上翼面干擾不大,4°攻角之后彈體洗流對尾部升力面占據主要影響,導致上翼面及上尾舵法向力相對于下部升力面減小,甚至在12°攻角之后,上翼面法向力系數隨攻角增加而降低。