小长细比制导火箭提高操纵性气动布局研究

周 航,陈少松,徐一航,吕代龙

(南京理工大学 能源与动力工程学院,江苏 南京 210094)

现代火箭弹的发展趋势已不再是传统对面的覆盖打击,而是精确制导打击,尤其是攻击运动目标,要实现现代战争所要求的战斗任务,这对制导火箭弹提出了更多的要求,尤其是操纵性、稳定性和机动性。如何在保证火箭弹具有静稳定性的同时提高其操纵性和机动性,成为气动设计者研究的一个热点问题。

制导火箭弹的操纵性可以理解为当操纵舵面偏转后,弹箭改变其原来飞行状态(如攻角、侧滑角、俯仰角、弹道倾角等)的能力以及反应的快慢程度[1]。制导火箭弹常常需要在亚、跨、超音速的条件下飞行,在飞行的被动段,速度由超音速不断下降,压心后移明显,质心不变,制导火箭弹的静稳定性增加,导致操纵性明显下降。制导火箭弹在被动段的飞行是实现精确打击运动目标的关键阶段,在这一弹道段保持好的操纵性和机动性非常重要,为了解决这一问题,需要在布局设计上使之尽可能地保持制导火箭弹的压心随速度协调变化,满足制导火箭弹操纵性的要求。

针对制导火箭弹的操纵性国内外学者做了一些研究。陆飞龙[2]研究了双鸭式布局火箭弹气动特性,发现加装反安定面的鸭式布局火箭弹的压心出现了不同程度的前移,操纵性提高。张鲸超等[3]研究了无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性,结果显示负舵偏角时,压心前移,稳定性减小,有利于俯仰操纵。李召等[4]发现在超口径小型战术导弹上加装反安定面后,静稳定度由原来的10%～15%下降到5%～8%,有效提高了可操纵性。

正常式布局弹箭增加操纵性有减小尾舵和弹翼尺寸、前移弹翼位置、头部增加反安定面等方法,由于受结构的限制,弹翼位置不便移动,减小尾翼和尾舵尺寸会减小全弹的法向力,从而降低全弹机动性。在不减小弹箭法向过载的前提下,改善弹箭飞行操纵性,在弹体头部加装反安定面是一种行之有效的办法,头部加装反安定面后,改变了全弹的法向受力布局,法向力产生的力矩能降低静稳定度,从而提高操纵性,增加反安定面可以提高全弹的法向过载,从而提高全弹的机动性。本文运用CFD软件对小长细比正常式布局火箭弹加装反安定面进行仿真计算,分析反安定面对气动特性的影响,揭示反安定面改善火箭弹操纵性的机理,为提高制导弹箭操纵性设计提供一定的帮助。

1 计算模型与数值方法

1.1 计算模型与网格划分

计算模型为正常式布局火箭,翼片与尾舵呈“×”字型,弹径为D,弹长L=6.72D,弹翼根弦长0.66D,翼展0.3D,尾舵根弦长0.66D,展长为0.42D,前缘后掠角均为30°。反安定面距弹头为0.41D,根弦长0.16D,展长0.23D,前缘后掠角为20°。具体几何形状见图1和图2。

图1 SR火箭弹外形

图2 SF火箭弹外形

用ICEM CFD软件对计算模型进行六面体网格划分,计算域前、后场均采用10倍弹长,径向15倍弹径,纵向过渡比为1.2,壁面第一层网格高度由y+=1确定,网格数约为420万。图3～图6给出了模型网格细节。

图3 SR相邻尾翼对称面局部网格

图4 SF相邻尾翼对称面局部网格

图5 弹头部网格

图6 弹尾部截面网格

1.2 控制方程及网格无关性验证

本文采用的控制方程为三维积分形式的雷诺平均N-S方程:

(1)

式中:V为任意控制体,W为守恒变量,F为无黏通矢量项,FV为黏性通量,∂V为控制体的边界,n为控制体边界单位外法向矢量,Re为计算的雷诺数,t为时间,S为面积。

为了提高计算精度与计算效率,本文在计算时采用双时间步法,该方法具备良好的稳定性与较高的计算效率。空间离散格式选用AUSM格式,AUSM迎风格式把流场扰动传播过程中的声波影响和对流影响作为主要因素进行考虑;在对黏性流动中的剪切、边界层及激波问题处理时具有较高的分辨率以及计算效率[5]。

Transition SST模型对流动分离和压力梯度等因素比较敏感,该模型模拟的脉动风压及尾流区流向速度与实验数据吻合良好[6],本文采用Transition SST模型进行模拟计算。

本文在SF模型基础上划分了3套网格,网格数量分粗糙型240万,中等型420万,精细型510万。俯仰力矩系数是衡量弹箭操纵性的重要参考值,计算来流Ma=2,α=4°,δ=-10°工况下俯仰力矩系数,结果如表1所示,表中,N为网格数量,Cmz为俯仰力矩系数,η为计算结果相对差值。从表中结果看出选用420万网格计算比较合适。

表1 网格无关性验证

1.3 数值模拟准确性验证

为验证数值模拟的正确性,将进行过测力试验的SR模型实验数据与仿真数据做对比。

数值计算外场边界条件与风洞实验段工况一致,在马赫数为2.0,攻角范围为-2°～20°时对比法向力系数和俯仰力矩系数。表2为风洞内实验段参数。表中,Ma为马赫数,p0为总压,p为静压,T0为总温,T为静温。

表2 风洞内实验段参数

模拟结果与实验数据对比结果如图7、图8所示,图中,α为攻角,CN为法向力系数,Cmz为俯仰力矩系数。CN和Cmz曲线趋势和风洞实验值一致。从图7中可以看出,法向力系数CN计算结果与实验值吻合度很高,各点实验数据和模拟数据近乎重合,在α=6°时与实验值相比的最大误差仅为3.25%。

图8为俯仰力矩对比图,计算值与实验值相比的最大误差在α=20°处,为5.53%。计算值和实验值对比图说明,数值计算模拟所得结果在计算域内是可靠的。

图8 俯仰力矩系数对比图

2 气动数值研究

正常式布局火箭弹增加4片反安定面后改变了头部气动布局,洗流必然会给弹身、翼面和尾舵产生干扰;另外,弹头部安装气动部件后也会对全弹的气动特性产生影响。经过数值计算得到了不同攻角、马赫数和舵偏角的气动数据,分析反安面对全弹气动特性的影响。

2.1 反安定面对操纵性的影响

压心到质心的距离与全弹长的比值称为静稳定储备量,也叫静稳定度。

(2)

对于尾翼弹,要求静稳定度为12%～20%,才能有较好的飞行稳定性,对于有控飞行弹箭,为了操纵灵活,稳定储备量不能过大。静稳定度的大小可以衡量弹箭操纵性的好坏,静稳定度越大,操纵性越差;静稳定度越小,操纵性越好。配平比也是表征操纵性好坏的度量,配平比即在弹箭稳定飞行的状态下,攻角与舵偏角的比值[7]:

(3)

式中:α为攻角,δ为舵偏角,Cmδe为升降舵操纵效率,Cmα为俯仰静稳定导数。

配平比绝对值越大,表示操纵效率越高[8],即用小的舵偏角就能产生大的攻角,提供大的法向力。图9为α=12°,δ=0°时,静稳定度随Ma的变化曲线;图10为δ=-5°时配平比随Ma的变化曲线。

图9 δ=0°且α=12°时静稳定度随Ma的变化曲线

图10 δ=-5°时配平比随Ma的变化曲线

由图9可发现,2种模型在亚音速时静稳定度随马赫数增加而增加,在跨音速时达到最大,之后随马赫数增加而减小,且始终大于0,说明该弹箭是静稳定的;SF模型较SR模型静稳定度由原来的7%～16%降至4%～13%,图10中,增加反安定面后SF模型配平比绝对值由原来的1.4～1.8变为1.8～2.4。由此可以看出,SF模型在保持静稳定的同时压心向质心靠近,操纵性变好。

2.2 反安定面对全弹气动特性的影响

扰动在亚音速的传播区域为全流场,在超音速时局限于马赫锥内,反安定面对弹身的扰动在超音速时沿着反安定面前缘向后传播。图11(a)为SF模型Ma=2,α=12°,δ=0°时反安定面半弦长截面压力云图(左)以及OXY剖面压力云图(右),图11(b)为SR模型在和SF模型相同的工况下的压力云图。

图11 Ma=2且α=12°时2种模型压力云图对比(单位:Pa)

对比图11(a)和图11(b)的左图,由于气流在反安定面前缘受到压缩,形成激波,可以明显看出SF模型下两片反安定面的下方出现了高压区;在有攻角时反安定面上方形成膨胀波,在上两片反安定面上方出现了低压区。左图中,SF模型与SR模型相比高压区扩展至两片下反安定面之间,弹体头部上下压差增大,右图对比结果显示SF模型弹头上方低压区在增大,使弹头的法向力增加,对火箭弹进行俯仰操纵有利。

图12给出了2种模型在Ma=2,δ=-10°,0°,-10°时法向力系数随攻角的变化规律。图13给出了δ=0°时,α=4°,8°,12°时法向力系数随Ma的变化曲线图。

由图12可以看出,加装反安定面之后全弹法向力系数均有提升,说明加装反安定面后增加的法向力抵消翼面及尾舵下洗损失的法向力后还有余量。图13中,小攻角时提升幅度不太明显,6°攻角之后,CF模型比CR模型法向力系数提高了2%～3%。由于多出的这一部分法向力位于弹头部,距离质心比较远,因此对压心位置调节以及俯仰操纵性能改变有很大帮助。

图12 Ma=2时不同舵偏角全弹法向力系数曲线图

图13 δ=0°时不同攻角全弹法向力系数曲线图

虽然SF模型法向力系数增加幅度不大,但由于增加的这一部分法向力位于弹头部,距离质心较远,操纵力臂较大,因此在俯仰力矩系数的表现上比较明显。图14为Ma=2时2种模型在不同舵偏角下俯仰力矩系数随攻角变化的曲线图,其中低头时力矩为负。

图14 Ma=2时不同舵偏角俯仰力矩系数曲线图

可以看出,不论在正舵偏、负舵偏还是无舵偏时,俯仰力矩系数曲线随攻角增大均减小,说明弹箭在攻角增大时产生稳定力矩或有产生稳定力矩的趋势。在小攻角的时候俯仰力矩系数变化不是很大,δ=10°时,4°攻角之前,SF模型俯仰力矩系数相对于SR模型绝对值减少了4%～8%,6°攻角之后,减少了10%～13%,说明SF模型稳定力矩减小,对弹箭俯仰操纵有利。

表3给出了Ma=2,δ=-10°两模型部分攻角的轴向力系数。对比表中数据得出,增加反安定面后轴向力系数增量基本在2%～3%左右,小攻角工况飞行时甚至低于2%,总之,增加反安定面后对阻力系数影响不大。

表3 Ma=2,δ=-10°两模型轴向力系数

2.3 反安定面对弹尾气动部件的影响

2.3.1 反安定面对尾部流场影响分析

SF模型反安定面的下洗作用会对弹身及尾翼产生气动干扰,有攻角时下洗流会使翼面及尾舵的当地攻角减小,进而使翼面和尾舵有效法向力减小。若翼面和尾舵法向力损失远小于反安定面增加的法向力,则全弹法向力增加,增加反安定面对SR模型产生有利影响。图15给出了Ma=2,δ=-10°时不同攻角下2种模型沿弹轴横截面涡量对比云图。

图15 Ma=2,δ=-10°时SF(左)与SR(右)两模型涡量图

从图15(a)可以看出,α=4°时两片反安定面分离涡脱落后重新附着在弹头部,随着黏性耗散,强度越来越小。图15(b)给出了α=8°时的涡量对比云图,可清楚地看出下方反安定面分离涡最强的区域附着弹体扩散到整个上翼面和尾舵,此时上翼面和尾舵受下两片反安定面洗流影响最为严重,舵面效率有所降低。图15(c)中α=12°时上、下反安定面的分离涡上移翻过上翼面及尾舵,洗流对翼面及尾舵影响不大,舵面法向力效率有所回升。

2.3.2 反安定面对尾部气动特性的影响

反安定面对于尾舵的法向力影响可以从尾舵法向力系数继续分析,从压力云图和涡量云图来看,全弹的气动特性呈左右面对称,因此可选择分析单侧舵面气动特性。图16为Ma=2,δ=-10时右侧上、下尾舵法向力系数图。

图16 Ma=2,δ=-10°时尾舵法向力系数曲线图

由图16可以看出,上尾舵在小攻角和大攻角时曲线趋于一致,而在6°和8°攻角时SF模型法向力系数明显小于SR模型,在8°攻角时SF模型比SR模型上尾舵法向力系数减小了约7%,说明此时上尾舵受反安定面洗流影响较为严重,舵面当地攻角减小,舵效降低。另外,两模型在12°攻角之后舵面法向力系数不再为线性增长,而出现下拐趋势,此时弹身洗流对上尾舵影响占主要因素;两模型下尾舵法向力系数曲线基本重叠,说明在小攻角时,由于反安定面暴露展长小,下洗对尾舵的干扰影响不大;大攻角时,下尾舵脱离了洗流影响区,故而在数值上两模型相差不大。上、下尾舵法向力系数在4°攻角后差距越来越大,原因是4°攻角之后下尾舵逐渐脱离弹体和反安定面的洗流区,而上尾舵则受反安定面和弹体洗流的双重影响,故而下尾舵效率要高于上尾舵。

对于翼面的分析和尾舵的处理方法相同,图17给出了Ma=2,δ=-10时右侧上、下翼面法向力系数随攻角变化图。

由图17可以看出,有攻角时下翼面基本不受洗流影响,两模型下翼面法向力系数相近,且随攻角增加呈线性增加,上翼面位于反安定面和弹身洗流影响区,对比两模型上翼面法向力系数曲线可知,在4°～12°攻角时,反安定面对上翼面干扰严重,8°攻角时法向力系数下降约12%,12°攻角之后两模型上翼面法向力系数均下降,原因是攻角过大以后上翼面处于弹身背风区,来流动压下降,导致法向力系数曲线在12°攻角后出现下拐趋势。

图17 Ma=2,δ=-10°时翼面法向力系数曲线图

反安定面增加使弹头部法向力增加,此部分法向力产生的力矩为翻转力矩,可使静稳定性减小;反安定洗流导致尾翼和尾舵的法向力有所损失,尾部法向力提供稳定力矩,虽然尾翼和尾舵的翼面效率有所降低,同时也会减小静稳定性,提高操纵性。

3 结束语

本文通过对加装反安定面前后2种模型进行计算,得到不同攻角、马赫数和舵偏角下的气动参数,对2种模型流场进行分析,进一步分析2种模型的气动规律,得到以下结论:

①加装反安定面后全弹法向力系数有所增加,增加的这部分法向力位于弹头部,距离质心较远,操纵力臂大,正舵偏角时使俯仰力矩系数绝对值在6°攻角之后大幅减小,使静稳定度显著降低,配平比绝对值增加,压心向质心靠近,在保证全弹静稳定的同时提高了操纵效率。头部法向力增加同时提高了法向过载,全弹机动性有所改善。

②增加反安定面后全弹流场发生了变化。小攻角时,由于反安定面暴露展长较小,洗流对尾舵的影响不大;6°～8°攻角时,反安定面分离涡上翻至上翼面和上尾舵,对尾舵和翼面干扰较为严重,12°攻角之后上翼面和上尾舵离开了反安定面洗流影响区,翼面和舵面效率回升。

③在小攻角时弹身洗流对上翼面干扰不大,4°攻角之后弹体洗流对尾部升力面占据主要影响,导致上翼面及上尾舵法向力相对于下部升力面减小,甚至在12°攻角之后,上翼面法向力系数随攻角增加而降低。