導(dǎo)彈氣動特性在亞跨音速下的風(fēng)洞試驗研究

彭博，岑夢希

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 彩虹無人機科技有限公司，北京 100074)

0 引 言

在導(dǎo)彈設(shè)計過程中，導(dǎo)彈的氣動特性決定了導(dǎo)彈的速度以及彈體響應(yīng)特性[1-2]，針對飛行馬赫數(shù)處于亞跨音速段的導(dǎo)彈,其氣動特性可能會發(fā)生劇烈的非線性變化[3]，進而對導(dǎo)彈的速度以及彈體響應(yīng)特性產(chǎn)生較大影響。因此，需要對亞跨音速下導(dǎo)彈的氣動特性進行研究，并在此基礎(chǔ)上，對舵效特性進行計算分析，為控制系統(tǒng)設(shè)計做鋪墊。

采用工程估算[4-5]以及CFD數(shù)值計算[6-8]等方法可以對處于亞跨音速的導(dǎo)彈進行氣動特性研究，但由于導(dǎo)彈在亞跨音速段的氣動非線性特性較強，工程估算以及數(shù)值計算方法所能提供的計算精度較低，無法獲得高精度的導(dǎo)彈氣動模型，不便于精確計算導(dǎo)彈的舵效，導(dǎo)致其控制系統(tǒng)在亞跨音速段的設(shè)計變得困難。工程上，采用風(fēng)洞試驗方法可獲取高精度的導(dǎo)彈氣動模型，其結(jié)果可直接用來對導(dǎo)彈氣動特性進行研究分析[9-10]。

通過風(fēng)洞試驗方法對導(dǎo)彈亞跨音速段的氣動特性進行研究[11]已經(jīng)較為成熟，陳霞[12]、向玉偉等[13]以及杜學(xué)偉[14]等通過風(fēng)洞試驗得到了鴨式布局彈箭在跨音速段的氣動模型；相比于數(shù)值計算的結(jié)果，風(fēng)洞試驗得到的氣動模型更加精確。但這些研究沒有在氣動數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上進一步對舵效進行分析。

本文以某型空地導(dǎo)彈為研究對象，應(yīng)用風(fēng)洞試驗方法研究亞跨音速段飛行馬赫數(shù)對其氣動特性的影響，并以此為基礎(chǔ)，根據(jù)氣動特性對導(dǎo)彈舵效進行分析，研究在亞跨音速段，不同馬赫數(shù)以及不同攻角對導(dǎo)彈舵效特性的影響，進一步為導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)設(shè)計、彈道規(guī)劃提供依據(jù)。

1 風(fēng)洞試驗

1.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

風(fēng)洞試驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD06風(fēng)洞中進行。風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ筒捎梦膊恐畏绞?，模型縮比為1∶2.5，模型如圖1所示。導(dǎo)彈基本外形尺寸如圖2所示，頭部為二次曲線形，彈身為圓柱形，彈身帶4片彈翼，尾部帶4片梯形舵，彈身正上方帶兩個吊耳，彈身正下方有一個腹鰭，彈翼和尾翼呈“X”布局。

圖1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ桶惭b圖Fig.1 Installation of test model in wind tunnel

圖2 導(dǎo)彈基本外形尺寸圖Fig.2 Missile configuration

1.2 試驗條件

本次風(fēng)洞試驗攻角范圍為-10°～10°，側(cè)滑角范圍為0°～8°，試驗馬赫數(shù)分別為0.40、0.60、0.80、0.90、0.95、1.00、1.05、1.10、1.15。本文只對攻角范圍為-8°～8°，側(cè)滑角為0°的數(shù)據(jù)結(jié)果進行研究。

2 風(fēng)洞試驗結(jié)果分析

通過試驗的方法分析亞跨音速下飛行速度對導(dǎo)彈氣動特性的影響。

2.1 升阻特性

不同攻角下升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比的絕對值隨導(dǎo)彈飛行速度變化的曲線如圖3～圖5所示，可以看出：在亞音速時(Ma=0.4～0.8)升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比的絕對值基本不變；跨音速時(Ma=0.9～1.15)升力系數(shù)先減小后增加，過了Ma=1后又減小，阻力系數(shù)急劇增加，升阻比急劇減小。導(dǎo)致阻力系數(shù)急劇增加的原因是由于導(dǎo)彈頭部和其他局部地方產(chǎn)生了激波(從風(fēng)洞試驗紋影視頻可以觀察到)，形成了波阻。由于吊耳和腹鰭的存在破壞了導(dǎo)彈的軸對稱性，攻角為0°時，升力系數(shù)不為零，升阻比的絕對值不重合；正負(fù)攻角下升力系數(shù)的絕對值基本相同(有小量的差距)，阻力系數(shù)的重合度隨著攻角的增加而加大。

圖3 升力系數(shù)Fig.3 Lift coefficient

圖5 升阻比Fig.5 Lift-drag ratio

2.2 力矩特性

不同攻角下俯仰力矩系數(shù)隨導(dǎo)彈飛行速度變化的曲線如圖6所示。

圖6 俯仰力矩系數(shù)Fig.6 Pitch moment coefficient

從圖6可以看出：在亞音速時俯仰力矩系數(shù)基本不變，跨音速時俯仰力矩系數(shù)先增加后減小，過了Ma=1后又增加。

2.3 縱向焦點的位置

根據(jù)穩(wěn)定性的定義[15]，焦點位置的計算公式如下：

(1)

不同攻角下縱向焦點相對位置隨導(dǎo)彈飛行速度變化的曲線如圖7所示。

圖7 縱向焦點相對位置Fig.7 Longitudinal focus relative position

從圖7可以看出：在亞音速時縱向焦點相對位置基本一致，跨音速時隨著導(dǎo)彈飛行速度的增加縱向焦點的相對位置先后移再前移，過了Ma=1后又前移。

2.4 舵效特性

本節(jié)根據(jù)力矩特性對導(dǎo)彈的舵效進行辨識計算，并總結(jié)舵效與飛行馬赫數(shù)之間的關(guān)系。由于所研究的導(dǎo)彈具有軸對稱特性，偏航舵效與俯仰舵效的絕對值基本一致，數(shù)值上只是相差一個負(fù)號，故本節(jié)只對俯仰舵效特性以及滾轉(zhuǎn)舵效特性進行分析。

2.4.1 俯仰舵效

由于控制直接使用舵機作為操縱機構(gòu)，因而俯仰舵效指的是舵機改變攻角的能力，根據(jù)導(dǎo)彈力矩平衡關(guān)系式[15]，俯仰舵效計算公式如下：

(2)

不同攻角下δz=5°時俯仰舵效的絕對值隨導(dǎo)彈飛行速度變化的曲線如圖8所示。

圖8 俯仰舵效Fig.8 Pitch rudder efficiency

從圖8可以看出：在亞音速時俯仰舵效絕對值的基本一致，跨音速時俯仰舵效的絕對值存在一定的波動；隨著馬赫數(shù)的增加，俯仰舵效的絕對值先增加后減小。

綜上可知，俯仰舵效與導(dǎo)彈的飛行馬赫數(shù)存在一定關(guān)系，通過對導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)的選取以及約束，可以提高俯仰舵效，增加空地導(dǎo)彈的機動性。

2.4.2 滾轉(zhuǎn)舵效

圖9 滾轉(zhuǎn)舵效Fig.9 Roll rudder efficiency

從圖9可以看出：在亞音速時滾轉(zhuǎn)舵效基本一致，隨著馬赫數(shù)的增加，滾轉(zhuǎn)舵效先減小后增大，但增加后的舵效仍低于亞音速段舵效值；隨著攻角絕對值的增加，滾轉(zhuǎn)舵效略有減小。

綜上可知，滾轉(zhuǎn)舵效與導(dǎo)彈的飛行馬赫數(shù)存在一定關(guān)系，通過對導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)的選取以及約束，可以提高滾轉(zhuǎn)舵效，增加空地導(dǎo)彈對滾動通道的控制能力。

3 結(jié) 論

(1) 亞音速時導(dǎo)彈升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)以及升阻比基本不變；跨音速時隨導(dǎo)彈飛行速度的增加，升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)存在一定的波動，阻力系數(shù)急劇增加，升阻比減小。

(2) 在亞音速時縱向焦點相對位置基本一致，跨音速時隨著導(dǎo)彈飛行速度的增加縱向焦點的相對位置先后移再前移，過了Ma=1后又前移。

(3) 亞音速時導(dǎo)彈的俯仰、滾轉(zhuǎn)舵效基本不變；跨音速時導(dǎo)彈的俯仰、滾轉(zhuǎn)舵效存在一定的波動，隨著攻角絕對值的增加，俯仰舵效的絕對值減小，滾轉(zhuǎn)舵效略有減小。為了保證導(dǎo)彈的俯仰、滾轉(zhuǎn)舵效，可對導(dǎo)彈的飛行馬赫數(shù)進行一定選取以及約束。本文所做的研究具有一定工程參考價值。