0 引言
鸭式布局空气舵位于质心之前的弹身头部,翼面位于弹身后部,平衡状态下舵偏角与导弹攻角转向相同,使弹体的总升力增加,有利于提高导弹的响应特性[1,2]。但当鸭舵差动时,舵面后缘逸出的尾涡将在尾翼上形成不对称流场,产生的诱导力矩为控制提供了更多的可能性[3];鸭舵的合成攻角为导弹攻角与舵偏角之和,增加了舵面大角度偏转时失速的风险[4]。当前学者对鸭式布局的气动特性进行了大量研究[5-7],在鸭式布局的滚动特性方面,陈少松等人[8]通过分析某鸭式布局正弦打舵弹在滚转控制飞行时的气动力数据,发现随攻角及滚转角变化舵梢涡会相交在不同的尾翼片上,造成尾翼压力分布不对称而产生诱导滚转力矩;李晓辉等人[9]通过风洞试验获取了某鸭式布局简控火箭气动特性参数,给出了利用鸭舵实施火箭滚转控制的可行性方案;郭向向等人[10]通过仿真手段研究了鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能影响,结果表明在大舵偏角下梯形舵后缘后掠角的变化对滚转控制影响不大;鸭舵与翼面的耦合影响方面,刘沛清等人[11-13]通过实验与仿真手段主要研究了近距耦合鸭式布局在大迎角机动飞行中的气动特点和控制技术,以及鸭翼高度对动态俯仰鸭式布局升力特性的影响;陈少松等人[14]通过数值模拟方法研究了双鸭式布局导弹的近距耦合效应,分析了不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并研究了反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性的影响[15],结果表明双鸭式布局能够增加平衡迎角,且安定面在展弦比0.3~0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。孙宁等人[16]探究了侧滑角对大长细比鸭式布局弹箭俯仰操纵性的影响,结果表明,侧滑角不为0时,鸭舵洗流向弹体一侧偏移,使得鸭舵的洗流对部分尾翼未产生干扰,尾翼当地攻角减小,静稳定度变大,使弹箭俯仰操纵效率降低。张立坤等人[17]采用CFD仿真方法研究了鸭舵控制通道耦合的机理,并给出了工程解决方案。
上述研究中的鸭式布局导弹,弹体多为等直径圆柱体,目前对超口径鸭式布局弹药气动特性的研究较少,超口径弹药是为了提升弹药威力或满足其他特殊功能要求,使弹身前部直径大于发射装置口径的一种弹药,这种特点使其质心相对靠前,作用在尾翼上的气动力相对质心的力臂变大,尾翼上气动力的变化将对整体气动力变化的影响更为显著。且弹身中部存在变直径截面,使得弹体表面流场更为复杂,研究超口径鸭式布局弹药的气动特性对制定其控制方案具有重要意义。
1 数值计算模型
1.1 几何模型与网格划分
1.2 边界条件及计算模型
2 模型验证
2.1 计算模型验证
2.2 网格独立性验证
3 结果分析
3.1 阻力特性、升力特性
图7为不同攻角下阻力系数Cd随马赫数Ma的变化以及不同马赫数下升力系数Cl随攻角α的变化情况。由图可知,攻角不变,Ma<0.7时,Cd随马赫数变化不明显,当导弹速度超过0.7马赫后,Cd随马赫数的增加明显增加;相同马赫数下,随着攻角增加,Cd明显增加,且增加趋势随着攻角增大愈发明显,以Ma=0.6为例,攻角为4°、8°、12°时,与0°攻角相比,Cd分别增加了16.51%、63.29%、139.86%。在0~8°攻角范围内,Cl随攻角近似线性变化,且升力线斜率随马赫数增加略有增加。
图8为不同马赫数下升阻比Cl/Cd随攻角变化情况,当攻角小于8°时,随着攻角增加,升阻比增加,但增加幅度减小;攻角超过8°之后,随着攻角增加Cl/Cd开始下降,主要原因是攻角超过8°之后,升力系数随攻角变化趋势几乎不变,但阻力系数随攻角增加明显,导致升阻比开始下降。
3.2 俯仰力矩特性
其中弹身部分提供的俯仰力矩在全弹俯仰力矩中占比最小,小攻角弹身提供的俯仰力矩为正,攻角超过8~10°之后弹身提供的俯仰力矩为负;弹头提供的俯仰力矩始终为正;弹尾提供的俯仰力矩受舵偏和攻角综合影响,当俯仰舵偏δz=0°时,弹尾始终提供负的俯仰力矩;当δz=5°时,0~2°攻角范围内弹尾提供的俯仰力矩为正;随着δz增加,弹尾提供正向俯仰力矩的攻角范围变大。
舵面提供的俯仰力矩始终为正,其随攻角的变化趋势受舵偏的影响。当δz=0°,舵面提供的俯仰力矩随攻角增加而快速增加;随着舵偏增加,舵面提供的俯仰力矩随攻角变化趋势变缓,δz=15°时,舵面提供的俯仰力矩几乎不随攻角变化。
图11为不同舵偏下,弹尾提供的俯仰力矩随攻角的变化情况。当舵偏角为0时,弹尾始终提供负的俯仰力矩;当舵偏角为5°、10°、15°时,弹尾在小攻角下所提供的俯仰力矩为正,随着攻角进一步增加,弹尾俯仰力矩变为负,且弹尾提供的负向俯仰力矩随攻角增加增大的速度变快;通过将有舵偏与无舵偏情况下弹尾俯仰力矩做差发现,洗流的影响随攻角增加持续减弱,14°攻角时,弹尾几乎离开5°、10°舵偏的洗流区,但舵偏达到15°时,该攻角下弹尾仍受洗流影响。
图12为不同舵偏下,舵面提供的俯仰力矩随攻角变化情况以及单位舵偏角提供的俯仰力矩Δ${m}_{z}^{\delta }$随攻角变化情况。随着攻角增加,舵面提供的俯仰力矩增大,但增大趋势减缓。舵偏角越大,Δ${m}_{z}^{\delta }$越小,0°攻角下,舵偏角为10°时单位舵偏角提供的俯仰力矩仅为舵偏角为5°时提供的80%,当舵偏角增加到15°,Δ${m}_{z}^{\delta }$则降低到约为5°时的60%。且随着攻角增加,Δ${m}_{z}^{\delta }$降低。
3.3 流场特性
图13为Ma=0.6,δz=0°,攻角为0°、4°、8°时弹体附近涡强分布云图,当攻角为0°时,在超口径弹体变直径截面处出现了涡,该涡沿弹体轴向向后逐渐减弱,对尾翼影响较小;当攻角为4°与8°时,鸭舵上出现了舵梢涡,随着攻角增大,舵梢涡向上偏移,同时,超口径弹体细直杆部分出现了绕流涡。攻角为4°时,上舵舵梢涡主要影响尾翼上部,下舵舵梢涡影响尾翼中部,当攻角增加至8°后,尾翼几乎脱离了上舵舵梢涡的影响区域,此时其主要受下舵舵梢涡的影响。
图14为不同攻角、舵偏下尾翼周围速度流线分布图,攻角与舵偏角均为0时,尾翼周围的流线呈对称分布;当攻角为0°,舵偏角增加时,舵梢涡分布在尾翼四周;随着攻角增大,上舵的两个舵梢涡相互靠近,下舵的舵梢涡作用于尾翼;当攻角增大至8°时,上舵的舵梢涡发展至尾翼处已完全交汇,下舵的舵梢涡作用在尾翼上部。
图15显示了马赫数等于0.6,俯仰舵偏角等于15°,攻角等于8°时弹体表面涡强分布云图,由图可知,舵面涡在离开舵面时分离成为舵梢涡与舵根涡,上舵舵梢涡逐渐远离弹体,下舵舵梢涡向后发展,作用于尾翼;舵根涡与弹体绕流涡以及变截面处的回流涡相互作用,对弹体细直杆部分产生影响,当鸭舵差动或存在侧向干扰时,弹体表面涡将不再对称,从而对控制产生不良影响。
4 结论
通过数值仿真手段,计算了一种鸭式布局的超口径炮弹气动特性,主要分析了其升阻力特性、俯仰力矩特性以及流场特性,主要结论如下:
(1)超口径鸭式布局弹体升阻力特性与常规弹体类似,攻角不变,马赫数低于0.7时其阻力系数基本相同;8°攻角范围内其升力系数与攻角呈线性关系且8°攻角时升阻比最大。
(2)随舵偏角增加操稳比显著下降,10°舵偏下操稳比相比5°时降低了46.8%。主要原因是随着舵偏增加,单位舵偏角下舵面提供的俯仰力矩减小,且随着攻角增加,弹尾提供的负向俯仰力矩增加速度加快。
(3)正攻角下,主要是下舵的舵梢涡对尾翼产生影响,超口径弹体变截面处会使鸭式布局的弹体表面涡分布更加复杂。