基于突起物流動(dòng)控制的超聲速彈箭氣動(dòng)布局研究

李曉鵬, 康順, 王天明, 趙養(yǎng)正

(1.中國兵器工業(yè)第203研究所, 陜西 西安 710065; 2.西安工業(yè)大學(xué), 陜西 西安 710021)

高速、高機(jī)動(dòng)飛行的彈箭一般有2種控制方法，分別為主動(dòng)控制(直接力)與被動(dòng)控制方法(氣動(dòng)力)。主動(dòng)控制的直接力[1-2]產(chǎn)生方式主要有2種：①采用推力矢量控制[3];②采用側(cè)噴技術(shù)的直接力控制[4]。推力矢量控制技術(shù)可有效解決彈道初始段的快速轉(zhuǎn)彎問題，但響應(yīng)慢、精度較低。側(cè)噴控制技術(shù)通過側(cè)向噴流與主流的相互作用，噴流可以有效地控制流場結(jié)構(gòu)的改變，從而影響物面附近的氣動(dòng)特性，然而需要安裝微小型發(fā)動(dòng)機(jī)來產(chǎn)生高速噴流，增加了飛行器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性。

被動(dòng)控制方式主要通過空氣動(dòng)力控制，這種控制法必須確保在合適的鉸鏈力矩下有較好的效率，其空氣動(dòng)力性能依賴于控制面，如：尾翼控制、鴨翼控制和彈翼控制等。尾翼控制主要是尾翼面產(chǎn)生了負(fù)升力，使導(dǎo)彈附加了一個(gè)與預(yù)計(jì)飛行方向相反的運(yùn)動(dòng)，并且反應(yīng)較慢。彈翼控制的缺點(diǎn)主要是鉸鏈力矩過大，控制舵機(jī)放在后部，這對外形較小的彈箭并不適用。鴨翼控制的好處是，鉸鏈力矩相對較小，氣動(dòng)特性線性度較好，采用鴨舵操控方法不僅會(huì)帶來阻力的大幅度增加，在一定的攻角與馬赫數(shù)的條件下，鴨翼拖出的波系結(jié)構(gòu)會(huì)對后面的尾翼產(chǎn)生較為嚴(yán)重的干擾[5]，并且鴨翼面臨著燒蝕等問題，從而影響操控效率；特別是彈箭發(fā)射時(shí)過載較大，必須采用可伸縮的鴨舵[6-7]，由于彈箭頭部空間較小，使得安裝也較為困難。

近年來，Dykes等[8]最先提出了采用微型突起物作為小型高速飛行彈箭的控制方案。這種控制思路是在高速飛行彈箭尾部彈翼附近排布微型突起物(microflap,microspoiler)，在這些突起部件附近存在強(qiáng)烈的三維黏性效應(yīng)以及激波/激波、激波/邊界層相互作用，利用產(chǎn)生的激波/膨脹波系對彈翼與彈體繞流形成干擾，改變彈體和彈翼的壓力分布，實(shí)現(xiàn)對彈體飛行姿態(tài)的控制。

Dykes等[9]研究了采用突起物對彈箭方向控制的可行性方案，針對Army-Navy的超聲速彈箭，詳盡地研究了彈翼、突起物之間的干擾特性，分析了采用突起物進(jìn)行偏航與滾轉(zhuǎn)控制的可行性方案，給出了這些控制方案下氣動(dòng)力與力矩的變化規(guī)律。Scheuermann等[10]針對Basic-Finner炮彈，在炮彈尾部翼面之間布置突起物，通過CFD數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了突起物對彈箭的氣動(dòng)力與力矩特性影響規(guī)律。Sahu等[11]針對Basic-Finner彈箭×形布局俯仰控制方案，在彈體尾部兩片彈翼之間排布了4個(gè)突起物，詳細(xì)地研究了不同馬赫數(shù)與攻角下，突起物對全彈氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，在亞聲速與跨聲速的狀態(tài)下，突起物的排布對彈箭的氣動(dòng)特性影響較弱，在超聲速的狀態(tài)下，突起物產(chǎn)生的波系對彈翼的干擾較強(qiáng)，故引起彈箭氣動(dòng)特性變化較大。然而，目前較少有關(guān)于突起物與彈翼之間的干擾流場結(jié)構(gòu)以及突起物相對于彈身的安裝位置對彈翼氣動(dòng)特性影響規(guī)律的研究。

本文通過數(shù)值求解定常Navier-Stokes方程，計(jì)算分析了孤立突起物和單個(gè)彈翼與孤立突起物干擾流場結(jié)構(gòu)，以理清突起物繞流場結(jié)構(gòu)及其對彈翼繞流場的影響，然后分析比較了突起物相對彈翼的安裝位置對彈翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。最后，針對Basic-Finner彈箭模型，建立采用突起物控制超聲速炮彈飛行方向的可行性布局方案，分別為俯仰方向與滾轉(zhuǎn)方向的控制方案。試圖為新一代高速末制導(dǎo)彈箭設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考。

1 研究方案

所有計(jì)算的條件為馬赫數(shù)2.5，攻角0°，高度0 km，標(biāo)準(zhǔn)大氣。

為了有效地利用突起物產(chǎn)生的激波/膨脹波系，對彈翼形成有效干涉，需要深刻揭示突起物對彈翼繞流場的干涉規(guī)律，將依次開展以下研究：

1) 孤立突起物繞流場研究

突起物為一個(gè)矩形立方體，并垂直豎立放置于平板上。計(jì)算域入口設(shè)置在突起物前280 mm處，使得突起物放置處的湍流邊界層厚度約為5 mm。按照Seydney等[12]的研究結(jié)果，當(dāng)突起物的高度H與當(dāng)?shù)剡吔鐚拥暮穸认喈?dāng)或者更小時(shí)，突起物對邊界層的影響要小很多，固選擇突起物高度為4.5 mm，突起物的高寬厚為4.5 mm×3 mm×0.5 mm。

2)單個(gè)彈翼與孤立突起物組合體繞流場研究

為了較為細(xì)致地分析突起物的形狀和安裝位置對彈翼繞流場的干涉規(guī)律，在彈翼一側(cè)排布突起物。彈翼選擇為Basic Finner模型的彈翼，其剖面形狀為對稱的三角形翼型，豎直安裝在平板上，在彈翼的一側(cè)安裝孤立突起物。突起物相對應(yīng)的彈翼位置由Lx和Lz確定，如圖1所示。

圖1 突起物相對于彈翼流向與展向的安裝位置

對于固定的突起物安裝位置(Lx=10 mm,Lz=5 mm)，研究突起物的幾何形狀對彈翼氣動(dòng)特性影響的規(guī)律。突起物的截面形狀分別為矩形、正方形、圓形。三者的高度都為4.5 mm，寬度(直徑)為3 mm。對于固定的突起物幾何形狀(矩形立方體，高寬厚為4.5 mm×3 mm×0.5 mm)，研究突起物相對于彈翼的安裝位置對彈翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，總共有5種位置，詳細(xì)的安裝位置見表1。

表1 不同安裝位置下的幾何參數(shù)

3) 俯仰與滾轉(zhuǎn)布局方案及氣動(dòng)特性研究

把之前研究分析的結(jié)果應(yīng)用于彈箭氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)，具體是把不同數(shù)量的突起物排布到Basic-Finner彈箭模型(×形布局)上，研究采用突起物布局控制彈箭飛行的方案。Basic-Finner彈箭模型參數(shù)根據(jù)文獻(xiàn)[13]生成，彈箭的幾何尺寸如圖2所示。

擬定4種典型的俯仰方向控制方案和2種滾轉(zhuǎn)控制方案。對俯仰布局方案，把不同數(shù)量的突起物(1個(gè),2個(gè),4個(gè)和6個(gè))排布在×形上面2個(gè)彈翼之間并關(guān)于縱向截面對稱排布(圖3)。

圖2 Basic Finner彈箭幾何示意圖

圖3 4種方案的模型示意圖

1個(gè)突起物布置到2片彈翼中間、2個(gè)突起物為1排，4個(gè)突起物分為2排(前后2排沒有遮擋)，6個(gè)突起物分為3排(前中后3排沒有遮擋，并且后一排突起物是為了消除前排突起物的產(chǎn)生的低壓干擾區(qū))。確定突起物排布的2個(gè)參數(shù)為每排突起物距離彈翼前緣的距離，以及每排突起物之間的夾角。表2為4種俯仰方向控制方案的幾何參數(shù)詳細(xì)說明。

表2 不同俯仰控制方案的幾何參數(shù)

從表中可以看出，方案1安裝了一個(gè)突起物，突起物距離彈翼前緣15 mm；方案2安裝了2個(gè)突起物，突起物距離彈翼前緣8 mm，2個(gè)突起物的夾角為60°；方案3安裝了4個(gè)突起物，分為2排，2排突起物距離彈翼前緣分別為8 mm,12 mm，2排突起物的夾角分別為60°,40°；方案4安裝了6個(gè)突起物，分為3排，3排突起物距離彈翼前緣分別為8 mm,16 mm,24mm，2排突起物的夾角為60°,40°,20°。

對滾轉(zhuǎn)控制方案，把相同數(shù)量的突起物(1個(gè)和2個(gè))排布到對角的2個(gè)象限里(見圖4)。表3給出了2種滾轉(zhuǎn)方向控制方案的幾何參數(shù)詳細(xì)說明，從表中可以看出，方案5在對角的象限里各安裝了1個(gè)突起物，突起物距離彈翼前緣8 mm，突起物與就近彈翼之間的夾角為20°；方案6在對角的象限里各安裝了2個(gè)突起物，突起物距離彈翼前緣8 mm,20 mm，2個(gè)突起物與就近彈翼之間的夾角分別為15°,30°。

圖4 滾轉(zhuǎn)控制方案5

構(gòu)型(突起物個(gè)數(shù))離彈翼前緣的距離/mm突起物與彈翼之間的夾角/(°)方案5(2)820方案6(4)8,2015,30

圖5為彈箭滾轉(zhuǎn)控制方案6(排布4個(gè)突起物)，4個(gè)突起物分別位于對角2個(gè)象限內(nèi)，每個(gè)象限里排布2個(gè)突起物，2個(gè)突起物距離彈翼前緣的距離分別為8 mm,16 mm，突起物與就近彈翼的夾角為15°,30°。

圖5 滾轉(zhuǎn)控制方案6

2 數(shù)值模擬方法

采用CFD++軟件，利用有限體積法求解定常的Navier-Stokes，數(shù)值求解的時(shí)間推進(jìn)采用隱式格式，空間離散采用二階TVD格式，湍流模型采用k-ε兩方程模型。采用矩形計(jì)算域，計(jì)算網(wǎng)格為多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在固體壁面附近適當(dāng)加密，并確保第1層網(wǎng)格的Y+<1。各個(gè)研究方案對應(yīng)的網(wǎng)格數(shù)目見表4。

表4 不同幾何構(gòu)型網(wǎng)格量比較

圖6為方案4構(gòu)型彈翼附近表面結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖，網(wǎng)格量約為1 300萬。計(jì)算域外邊界設(shè)為遠(yuǎn)場邊界條件，物面為絕熱壁條件。從物面處的網(wǎng)格分布來看，網(wǎng)格分布點(diǎn)合理，網(wǎng)格過渡均勻。

圖6 彈箭與加裝6個(gè)突起物表面網(wǎng)格示意圖

3 計(jì)算結(jié)果與分析

在進(jìn)行突起物布局研究之前，先對原始Basic-Finner彈箭模型進(jìn)行了計(jì)算，圖7和圖8分別給出了計(jì)算的法向力系數(shù)斜率和軸向力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較。

圖7 法向力系數(shù)斜率隨 圖8 軸向力系數(shù)隨馬 馬赫數(shù)的變化曲線 赫數(shù)的變化曲線

3.1 孤立突起物繞流場結(jié)構(gòu)

為了詳盡揭示突起物形狀、尺度和排布對彈翼繞流場的干涉規(guī)律，首先要研究孤立突起物繞流場結(jié)構(gòu)[14]。

圖9給出了平板上一個(gè)矩形立方體突起物縱向?qū)ΨQ面流線圖譜以及2個(gè)橫截面和3個(gè)高度截面的靜壓云圖。

圖9 孤立突起物繞流場壓力云圖

圖10給出了平板上突起物周圍的極限流線圖譜。從圖中可以看出，當(dāng)超聲速來流流向突起物時(shí)，不僅在突起物的底部前面發(fā)生了流動(dòng)分離，形成了馬蹄渦，還形成了2個(gè)激波：分離激波與弓形激波。馬蹄渦是因剪切來流遇到阻礙而產(chǎn)生，弓形激波是因超聲速氣流受到阻礙變向而產(chǎn)生，而分離激波是由于馬蹄渦對超聲速來流的阻礙變向而產(chǎn)生?？梢灶A(yù)測，突起物的寬度越大，馬蹄渦的尺度和強(qiáng)度越大；突起物的截面積(寬×高)越大，弓形激波的強(qiáng)度和尺度越大。分離激波與馬蹄渦相互干涉。馬蹄渦的尺度越大，分離激波的強(qiáng)度越大；反之，分離激波的強(qiáng)度又會(huì)使馬蹄渦的尺度和強(qiáng)大增加。從圖中還可以看出，誘導(dǎo)的分離激波強(qiáng)度較弓形激波弱，且影響范圍在突起物鄰近，而弓形激波不僅強(qiáng)度較大，且影響范圍也較大。2個(gè)激波的干擾范圍可以伸展到約3～4倍突起物尺度的區(qū)域。氣流穿過激波將使靜壓突增。

圖10 突起物下面平板上的表面極限流線

此外，由圖10可見，馬蹄渦分離線的影響范圍大約為12 mm，影響范圍可以擴(kuò)展到突起物寬度約4倍距離處。

3.2 單個(gè)彈翼與孤立突起物組合體

在分析突起物對彈翼的干擾規(guī)律之前，首先給出了單個(gè)彈翼的繞流結(jié)構(gòu)研究，為了深刻地揭示突起物形狀和尺度對突起物與彈翼繞流場的干涉規(guī)律，排除相位、彈體曲率和相鄰彈翼等的影響，把Basic-Finner彈箭的單個(gè)彈翼與孤立突起物布置到平板上。

3.2.1 突起物對彈翼繞流場的干涉

當(dāng)1個(gè)突起物放置在彈翼附近時(shí)，突起物所誘發(fā)的激波系和分離旋渦將會(huì)對彈翼繞流場產(chǎn)生強(qiáng)的干涉。圖11給出了單個(gè)翼與單個(gè)突起物(表1中的L15,5)組合體的平板板面與翼面上的壓力云圖與表面極限流線， 從圖中可以看出，由于突起物的干擾，造成了彈翼上出現(xiàn)了分離線，分離線下方的壓強(qiáng)顯著增加。彈翼后緣處受到突起物尾跡區(qū)的干擾，彈翼后緣處的壓力減小。

圖11 彈翼上的壓力云圖與表面極限流線

圖12為突起物干擾下彈翼上的高壓區(qū)分布圖，從圖中可以看出，突起物存在形成的分離激波會(huì)對彈翼產(chǎn)生干擾，突起物形成的三維弓形激波亦會(huì)對彈翼形成干擾，這2種因素是彈翼上形成高壓干擾區(qū)的主要影響因素。

圖12 突起物干擾下彈翼與空間切面處的壓力云圖

圖13為4個(gè)典型切面處的壓力云圖，突起物的高度H=4.5 mm，從切面圖13a)可以看出，此時(shí)彈翼主要受到分離激波的干擾，同時(shí)受到突起物尾跡區(qū)的干擾，形成了低壓區(qū)。從圖13b)可以看出，此截面接近于突起物的總高處，此時(shí)彈翼主要受到分離激波的與弓形激波的干擾，分離激波的干擾區(qū)域較大，但是強(qiáng)度較弱；弓形激波的干擾區(qū)域較小，但是干擾強(qiáng)度高。從圖13c)可以看出，此截面接近于突起物的總高2倍，此時(shí)彈翼主要受到弓形激波的干擾，干擾較強(qiáng)；此截面處不受尾跡區(qū)的干擾。從圖13d)可以看出，此截面接近于突起物的總高4倍，此時(shí)彈翼主要受到弓形激波較弱的干擾，突起物的干擾范圍擴(kuò)展到此高度處。

圖13 4個(gè)典型切面處的壓力云圖與流線

3.2.2 不同形狀突起物對彈翼干擾規(guī)律

圖14為3種不同形狀干擾下彈翼上的壓力云圖，從圖中可以看出，截面形狀為矩形與正方形的時(shí)候，彈翼上高壓區(qū)的面積與分布區(qū)域基本一致，最大的區(qū)別是彈翼上低壓區(qū)的變化，矩形突起物產(chǎn)生的低壓區(qū)的面積較大，方形突起物產(chǎn)生的低壓區(qū)較前者面積有所減小。圓形突起物前面分離激波干擾區(qū)域與強(qiáng)度與前面的基本相同，脫體激波對彈翼干擾強(qiáng)度減小，影響區(qū)域亦變小。同時(shí)低壓區(qū)的分布區(qū)域略有增加，低壓區(qū)壓強(qiáng)減小。

圖14 不同形狀突起物干擾時(shí)彈翼上的壓力云圖

表5為不同形狀的突起物干擾下彈翼與突起上的氣動(dòng)力，通過表中數(shù)據(jù)對比可知，截面形狀為正方形時(shí)，彈翼上產(chǎn)生的側(cè)向力絕對值最大，彈翼上的阻力與突起物自身的阻力基本相同。圓形突起物產(chǎn)生的側(cè)向力絕對值最小，圓形突起物自身產(chǎn)生的阻力亦最小。

表5 突起物的厚度變化對氣動(dòng)力的影響規(guī)律

對以上3個(gè)典型突起物(截面形狀分別為矩形、正方形、圓形)干擾下彈翼的壓力云圖及彈翼上與突起物上的氣動(dòng)力進(jìn)行了分析，截面形狀為矩形的突起物對彈翼的干擾，產(chǎn)生的側(cè)向力較大，并且彈翼自身的阻力增大不明顯。突起物自身產(chǎn)生的阻力也比較小，最重要的是自身產(chǎn)生的側(cè)向力較小，并且所占的空間小，是較為理想的突起物截面形狀。下面就以截面形狀為矩形的突起物為基本構(gòu)型，開展突起物的相對安裝位置對彈翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律研究。

3.2.3 突起物的相對位置對彈翼的影響規(guī)律

本小節(jié)分析了突起物相對于彈翼的安裝位置對彈翼流場結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)特性影響規(guī)律。圖15為L5,5,L10,5,L15,53個(gè)構(gòu)型下突起物對彈翼影響的壓力云圖，通過圖中對比可知，圖15a)為L5,5下突起物對彈翼的干擾壓力云圖，由于突起物位置比較靠前，彈翼上的高壓區(qū)面積比較小，干擾形成的低壓區(qū)面積也較大；隨著突起物向后移動(dòng)，高壓區(qū)面積逐漸增加，低壓區(qū)面積逐漸減小。距離彈翼前緣距離為15 mm時(shí)，高壓區(qū)面積最大，低壓區(qū)面積最小。

圖15 突起物沿著流向3個(gè)典型安裝位置的壓力云圖

表6為不同安裝位置的突起物對氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，相對于L5,5下的突起物，另外2個(gè)構(gòu)型的阻力分別減小0.3 N,0.24 N；側(cè)向力的絕對值增加量分別為1.2 N,1.8 N，側(cè)向力絕對值逐漸增加，增加量也較為劇烈，這是由于圖15中壓力分布改變所致，高壓區(qū)逐漸增大，低壓區(qū)逐漸減小所致。突起物自身產(chǎn)生的阻力分別減小0.02 N，增加0.26 N，隨著突起物位置的向后移動(dòng)，突起物自身產(chǎn)生的阻力增加量變化不大。

表6 突起物沿著流向的3個(gè)典型安裝位置時(shí)的氣動(dòng)力

圖16為L15,3,L15,5,L15,7下突起物對彈翼上壓力云圖影響規(guī)律，通過圖中對比可知，圖16a)為L15,3時(shí)突起物對彈翼的干擾壓力云圖，由于突起物位置比較靠近彈翼，彈翼上的高壓區(qū)面積較大，干擾形成的低壓區(qū)面積也較大；隨著突起物向外移動(dòng)，高壓區(qū)面積逐漸減小，低壓區(qū)面積逐漸減小。

圖16 突起物沿著展向的3個(gè)典型安裝位置

表7為不同安裝位置的突起物對氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，相對于距離彈翼3 mm的突起物，另外2個(gè)構(gòu)型的阻力分別減小0.12 N,0.17 N；側(cè)向力的絕對值增加量分別為0.35 N,0.43 N，側(cè)向力絕對值略有增加，增加量也較為平緩，這是由于圖16中壓力分布改變所致，高壓區(qū)面積逐漸增加，低壓區(qū)面積逐漸縮小所致。突起物自身產(chǎn)生的阻力分別減小0.37 N,0.54 N，隨著突起物位置的向外移動(dòng)，突起物自身產(chǎn)生的阻力略有減小。

表7 突起物沿著展向的3個(gè)典型安裝位置

綜上所述，突起物沿著展向安裝位置對彈翼氣動(dòng)力的影響較弱，彈翼上的阻力基本不變，彈翼上的側(cè)向力絕對值小幅度增加，突起物自身的阻力略有減小，突起物展向的安裝位置變化對氣動(dòng)力的影響較小，是突起物設(shè)計(jì)中一個(gè)不太關(guān)鍵的影響參數(shù)。

3.3 Basic-Finner突起物方向控制布局方案

本文針對Basic-Finner彈箭彈體尺寸小和飛行速度高的特點(diǎn)，使用突起物裝置對彈箭進(jìn)行方向控制，具體是利用突起物對彈體與彈翼繞流場所產(chǎn)生的擾動(dòng)，改變彈翼和彈體上的壓力分布，主要改變彈翼上的壓力，最終實(shí)現(xiàn)對彈體飛行姿態(tài)的控制。這里給出了突起物的數(shù)量與排布對彈箭氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，歸納總結(jié)其影響特性，為突起物氣動(dòng)布局方案設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。

針對Basic-Finner彈箭，滾轉(zhuǎn)角為45°，此時(shí)彈翼為×形布局。研究分析俯仰控制方案時(shí)，把突起物布置到彈箭的一個(gè)象限里。分析滾轉(zhuǎn)控制方案時(shí)，把突起物布置到頂角的2個(gè)象限里。本文擬定給出了4種典型的俯仰方向控制方案，以及2種滾轉(zhuǎn)控制方案。下邊分別給出了彈箭俯仰與滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)控制方案。

3.3.1 彈箭俯仰方向控制方案

從表2可以看出，把1個(gè)、2個(gè)、4個(gè)、6個(gè)突起物布置到1個(gè)象限內(nèi)，形成了俯仰控制方案1、方案2、方案3、方案4。下邊研究分析不同數(shù)量的突起物及其排布對彈箭氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。

表8為有無突起物構(gòu)型下全彈的氣動(dòng)力對比，相對于無突起物構(gòu)型，從方案1到方案4，全彈的法向力分別減小13.48 N,27.32 N,42.05 N,54.17 N，全彈的俯仰力矩分別增加1.76,3.29,5.13,6.68，全彈的軸向力分別增加6.87,11.16,15.5,21.14,1個(gè)突起增加到2個(gè)突起物，全彈的法向力與俯仰力矩線性增加；2個(gè)增加到4個(gè)，4個(gè)增加到6個(gè)，線性度逐漸下降。

表8 不同俯仰控制方案下全彈的氣動(dòng)力對比(Ma=2.5，α=0°)

圖17a)為方案1下彈翼附近壓力云圖，通過圖中對比可知，只有彈翼前緣處存在高壓區(qū)，彈翼上的高壓區(qū)面積較小。圖17b)為方案2下突起物干擾時(shí)彈翼上的壓力云圖，突起物的存在使得彈翼上產(chǎn)生了面積較大的高壓區(qū)與低壓區(qū)，低壓區(qū)的存在使得彈翼上的壓力減小，為了進(jìn)一步減小低壓區(qū)的干擾，在第一排突起物的后邊加裝突起物。圖17c)為方案3彈翼與彈身上的壓力云圖，在第一排突起物的后邊加裝第二排突起物，可以進(jìn)一步減弱第一排產(chǎn)生的低壓區(qū)，但是自身亦會(huì)產(chǎn)生一定范圍內(nèi)的高低壓區(qū)。圖17d)為方案4下彈翼附近的壓力云圖，相對于布局3，在第二排突起物的后邊加裝第三排突起物，可以進(jìn)一步減弱第二排產(chǎn)生的低壓區(qū)，由于第三排2個(gè)突起物之間的夾角只有20°，自身產(chǎn)生的干擾不會(huì)在彈翼上產(chǎn)生低壓區(qū)。

圖17 不同俯仰方案下彈翼附近處的壓力云圖

綜上所述，方案4下全彈的阻力增加21 N左右，阻力增加量約為15%；全彈的法向力減小約54 N左右，相對于原始構(gòu)型，方案4氣動(dòng)力改變較大，阻力增加較為明顯。不同數(shù)量的突起物布局方案，會(huì)產(chǎn)生數(shù)量不同的控制力矩，考慮布局方案選擇時(shí)，盡可能選擇少量突起物的布局方案，在達(dá)到操控目的時(shí)，盡可能減小阻力。

3.3.2 彈箭滾轉(zhuǎn)方向控制方案

從表3可以看出，把2個(gè)、4個(gè)突起物布置到對角的2個(gè)象限內(nèi)，形成了滾轉(zhuǎn)控制方案5、方案6。下邊研究分析不同數(shù)量的突起物及其排布對彈箭氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。

表9為2種滾轉(zhuǎn)方案下全彈的氣動(dòng)力對比，相對于無突起物構(gòu)型，滾轉(zhuǎn)控制方案5和滾轉(zhuǎn)控制方案6，全彈的滾轉(zhuǎn)力矩分別增加0.29 N·m,0.53 N·m，全彈的軸向力分別增加11.20 N,20.59 N(增加量為8.5%，14.6%),彈箭的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為1.925 26×10-4N·m2，方案5滾轉(zhuǎn)方向的角加速度為1 506 rad/s2，方案6滾轉(zhuǎn)方向的角加速度為2 753 rad/s2。

表9 不同數(shù)量的突起物構(gòu)型下全彈的氣動(dòng)力對比(Ma=2.5，α=0°)

圖18a)為滾轉(zhuǎn)方案5下彈翼附近壓力云圖，由圖可知，靠近突起物的就近彈翼中間存在高壓區(qū)，彈翼尾部存在低壓干擾區(qū)。圖18b)為滾轉(zhuǎn)方案6下2個(gè)突起物干擾時(shí)彈翼上的壓力云圖，為了進(jìn)一步減小第一個(gè)突起物產(chǎn)生的低壓區(qū)干擾，在第一個(gè)突起物的后邊加裝1個(gè)突起物，第二排突起物的存在，使得低壓區(qū)域面積顯著減小，使得彈翼一側(cè)的高壓區(qū)面積進(jìn)一步增加，唯一的不足是后排突起物對較遠(yuǎn)一側(cè)彈翼略有干擾。

圖18 不同滾轉(zhuǎn)方案下彈翼附近處的壓力云圖

4 結(jié) 論

本文針對Basic-Finner彈箭帶突起物構(gòu)型，深入研究了突起物對翼面氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，并對突起物-翼面-彈身之間流動(dòng)特性與流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了機(jī)理性分析。研究結(jié)果表明：

1) 在超聲速狀態(tài)下，突起物對彈箭氣動(dòng)特性的干擾較為明顯，這是由于突起物繞流產(chǎn)生的激波干擾結(jié)構(gòu)，彈翼主要受到了突起物前體產(chǎn)生的分離激波，三維弓形激波，以及突起物尾跡區(qū)的干擾。其中，三維弓形激波的干擾范圍廣，干擾強(qiáng)度最大。

2) 突起物的相對安裝位置對彈翼的氣動(dòng)特性有較大影響，其中沿著展向位置對彈翼影響較弱，這是因?yàn)檎瓜蛭恢米兓瘯r(shí)，高壓區(qū)與低壓區(qū)面積同時(shí)增加或同時(shí)減小。沿著流向的安裝位置對彈翼的氣動(dòng)特性影響較大，這是因?yàn)檠刂飨虿煌陌惭b位置下，彈翼上的高壓與低壓區(qū)的分布面積不同所致。

3) 在馬赫數(shù)2.5狀態(tài)下，排布1個(gè)突起物，到排布2個(gè)突起物，使得軸向力線性增加，但是排布6個(gè)突起物后，線性增加速度減緩。使得軸向力系數(shù)增加約4.8%～15.1%。針對Basic-Finner彈箭，建立了進(jìn)行俯仰方向控制的氣動(dòng)布局案。針對俯仰控制方案，給出了4種氣動(dòng)布局，針對滾轉(zhuǎn)控制方案，給出了2種氣動(dòng)布局方案。

文中的研究結(jié)果可為采用突起物氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方案提供定性與定量的參考價(jià)值。