卷弧翼对导弹滚转特性影响研究*

程玉庆，蒋胜矩，郑 琨，王 建

(中国兵器工业第203研究所，西安 710065)

0 引言

导弹滚转的目的，主要是为了保持弹体的稳定性，便于控制，并提高命中精度。滚动控制力矩，由弹体上的斜置尾翼或弧翼提供。由于弹体容积较小，一般只有一对简单的空气舵操纵机构，可同时操纵导弹的纵向和侧向运动，实现单通道控制，但精度较低，通常要采用人工遥控或其他的辅助控制方式。防空导弹多采用的是双通道控制方式[4－6]。

卷弧翼由于其具有折叠方便的结构特点，能够满足弹箭兵器体积最小化，携带方便的要求，因此在制导兵器设计中得到广泛应用。卷弧翼特殊的结构形式会产生自诱导滚转，且在亚音速和超音速时的滚转力矩换向使其在对转速有一定要求的导弹设计中带来麻烦，因此需要对其不同结构安装形式下的卷弧翼滚转特性进行研究，以扬长避短。

文中主要通过数值计算和风洞试验两种方法来研究卷弧翼不同安装方式的滚转力矩特性，确定了四种安装方式，每种方式的弹翼均具有4°的斜置角，斜置方向为从弹体尾部向前看产生逆时针旋转效果。

1 数值计算

1.1 计算状态

文中分别对四种安装方式模型进行计算，主要分析了不同马赫数、攻角和侧滑角下的滚转力矩变化规律。计算来流马赫数范围0.3～3.0，来流攻角范围－4°～12°，侧滑角0°～8°，计算大气条件为标准海平面大气。四种安装模式的示意图如图1～图4。

1.2 计算结果及分析

以下给出了正装、反装、对装1、对装2和均值(正装与反装的算术平均)在不同侧滑角和攻角下的对比分析。

图5～图9分别给出了不同攻角0°、4°、8°、12°，在相同的侧滑角0°时，不同安装形式的滚转力矩随马赫数的变化曲线。通过对比可以看出正装与反装在马赫数1.2附近曲线有交叉，说明了卷弧翼在跨音速范围存在滚转换向;对装1和对装2两种方式在小攻角下(－4°～4°)基本重合，大攻角下略有差异，但其值均介于正装、反装之间，且对装1的值与均值吻合更好，基本消除了卷弧翼的滚转效应。从结构形式上看对装1为轴对称，对装2为面对称。进一步的分析可以发现:在超音速时正装方式的滚转力矩小于对装1方式的值，即超音速时弧翼诱导的滚转与弹翼斜置产生的滚转方向相反，弧翼在超音速时诱导顺时针(从弹体尾部向前看)的滚转力矩(背向弧翼曲率中心的旋转);同理亚音速时弧翼诱导面向曲率中心的转动力矩。

综合比较分析，对装1和对装2基本消除了弧翼的诱导滚转，更有利于导弹的滚转控制，从结构形式上看对装1具有更好的对称性，便于实现。

2 风洞试验研究

2.1 试验设备

在CG－01风洞开展了风洞试验研究。CG－01风洞是一座下吹式、直流、暂冲、亚跨超声速风洞，实验段横截面为0.6m×0.6m，实验段长为2050mm，超音速采用更换喷管的方式来改变马赫数。风洞有迎角机构，用于支撑天平、模型和改变模型迎角，实验段两侧有690mm×240mm的光学玻璃观察窗，供在实验过程中观察模型姿态和纹影照相，并配有六分量天平、纹影仪和常规实验设备。

2.2 试验模型及状态

试验模型和试验状态如下:

本次试验对马赫数0.3 ～3.0，攻角 －4°～12°，侧滑角0°的两种对装、反装、正装4个模型分别进行了吹风，每个模型均具有相同的4°斜置角。风洞试验模型如图10所示。

图10 风洞试验模型

2.3 试验结果及分析

风洞试验模型分为正装、反装、对装1和对装2共计4种安装形式，其中曲线图标中的均值是指正装与反装的算术平均，以下对其进行了对比分析。

图11～图15给出了零度侧滑角时不同安装方式下滚转力矩随攻角的变化曲线，对比可以看出在亚音速由于力矩较小，曲线规律性较差，原因在于天平量程较大，实际载荷在天平量程的5%之内，导致测试误差较大，数据分析主要以超音速为主，亚音速仅供参考。

正装与反装在马赫数1.2附近曲线有交叉，证明了卷弧翼自身诱导滚转换向现象;两种对装形式的值位于正反装之间，与正反装的均值比较接近，表明对装可以基本消除卷弧翼的诱导滚转。

通过与计算结果曲线对比分析可见，试验曲线和计算结果具有相同的规律，从而验证了计算结果的可信性。

3 计算和实验对比

图16给出了计算值和实验值的对比图，从图中可以看出计算曲线和实验曲线贴合得非常好，从而验证了计算方法的可行性和计算结果的正确性。

4 结论

综上所述可以得到如下结论:

1)通过风洞试验和计算结果对比，证明了数值计算方法的正确性，计算结果的可信性。

2)两种方法均再现了卷弧翼的自身诱导滚转现象，且在跨音速出现滚转换向。

3)研究表明，文中提出的两种对装形式能够消除卷弧翼的诱导滚转力矩，利于导弹转速的设计，具有一定的工程应用价值。

[1]吴甲生.制导兵器气动布局与气动特性[M].北京:国防工业出版社，2008.

[2]范洁川.风洞试验手册[M].北京:航空工业出版社，2002.

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