帶微型擾流片旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈氣動(dòng)特性分析

錢 龍,劉 丹,常思江

(1.南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院,江蘇 南京 210094;2.西北工業(yè)集團(tuán)有限公司 設(shè)計(jì)二所,陜西 西安 710043)

在眾多彈道修正方案中,擾流片作為一種新型二維修正氣動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、執(zhí)行動(dòng)作簡(jiǎn)捷、成本較低等優(yōu)勢(shì),有相當(dāng)大的發(fā)展前景。作為一種新型彈箭變外形控制方式,擾流片組件采用微型電子機(jī)械裝置,可以節(jié)省能耗,減小外形尺寸,還可以提高彈箭機(jī)動(dòng)性,擴(kuò)大作戰(zhàn)范圍。目前以尾翼彈為平臺(tái)開展的擾流片應(yīng)用研究較多:Dykes等[1]研究微型擾流片作用機(jī)理及其對(duì)彈丸飛行姿態(tài)的影響,該研究表明,這種控制方式能夠有效提高彈箭的氣動(dòng)控制效率;Scheuermann等[2]采用計(jì)算流體力學(xué)和剛體動(dòng)力學(xué)耦合模型,對(duì)超聲速尾翼彈的微型擾流控制系統(tǒng)進(jìn)行分析,并與靶道紋影實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,在阻力增加較小的情況下,該彈在3 km射程上具有80 m的側(cè)向機(jī)動(dòng)能力;Leonard等[3]針對(duì)尾翼彈擾流片排布優(yōu)化問題進(jìn)行研究,探索了尾翼的存在對(duì)擾流效果的影響,發(fā)現(xiàn)無尾翼時(shí)擾流片產(chǎn)生的控制力和力矩約為有尾翼時(shí)的一半;國(guó)外文獻(xiàn)[4-7]也對(duì)此進(jìn)行了研究,此處不再贅述。國(guó)內(nèi)方面,劉凱等[8]研究了擾流片機(jī)構(gòu)在尾翼彈上應(yīng)用的可行性及修正特性。與之相對(duì)的是,以旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈為平臺(tái)的擾流片應(yīng)用研究較少。Fresconi等[9]利用六自由度彈道模型進(jìn)行了該概念的可行性驗(yàn)證,結(jié)果表明,彈道修正范圍大于彈道散布,故彈丸具有足夠的機(jī)動(dòng)性,并可穩(wěn)定飛行;法國(guó)國(guó)防部為專門研究旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈的二維修正技術(shù),設(shè)立了一個(gè)名為MANEGE的項(xiàng)目;文獻(xiàn)[10-11]將擾流片控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)應(yīng)用于155 mm口徑彈丸,對(duì)不同初速、射角下的修正能力進(jìn)行了研究,結(jié)果表明,任何射擊條件下在彈道末端激活擾流片即可使修正距離大于無控散布范圍;文獻(xiàn)[12]對(duì)擾流片外形結(jié)構(gòu)的優(yōu)化問題進(jìn)行了研究,提出采用克里金模型和人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為獲取擾流片氣動(dòng)力系數(shù)的代理模型,文中指出,在給定擾流片展開時(shí)間的條件下即可確定其最優(yōu)結(jié)構(gòu)。國(guó)內(nèi)對(duì)于微型擾流片機(jī)構(gòu)在旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈上的應(yīng)用尚未見報(bào)道。以往文獻(xiàn)偏重于對(duì)尾翼彈擾流機(jī)構(gòu)開展研究,而微型擾流片在旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈上的應(yīng)用研究相對(duì)較少,亟待深入探討。

微型擾流片應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈,首要涉及的是氣動(dòng)特性問題。本文以帶微型擾流片的旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈為研究對(duì)象,分析了不同來流馬赫數(shù)下擾流片對(duì)彈丸軸向力、法向力和靜力矩的影響,研究了擾流片高度、弧長(zhǎng)變化對(duì)擾流片表面以及靠近擾流區(qū)域的彈體表面壓力分布的影響,在一定條件下得到了擾流氣動(dòng)特性隨擾流片外形的變化關(guān)系,以期為該類修正彈的工程研制提供理論基礎(chǔ)。

1 物理模型與數(shù)值方法

1.1 物理模型

本文所取的物理模型為某155 mm旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈,該彈丸沒有尾翼,其氣動(dòng)壓心位于質(zhì)心之前,采用陀螺穩(wěn)定方式。在發(fā)射時(shí)通過彈帶擠壓、膛線導(dǎo)轉(zhuǎn)獲得較高的初始轉(zhuǎn)速,在彈道初始段陀螺穩(wěn)定因子不斷上升,直至彈道末端都具備良好的飛行穩(wěn)定性。而正是其穩(wěn)定方式使得以旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈為平臺(tái)的彈藥智能化、制導(dǎo)化改造相比依靠尾翼穩(wěn)定的彈藥更加復(fù)雜?，F(xiàn)通過在彈丸尾部加裝擾流片機(jī)構(gòu)的方式使其獲得氣動(dòng)控制,從而使旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈具備二維彈道修正功能,如圖1所示。彈丸未發(fā)射時(shí),擾流片收納在后體組件的控制艙內(nèi),全彈外表和普通旋轉(zhuǎn)彈無異。彈丸發(fā)射后,前、后體可差動(dòng)旋轉(zhuǎn),前體高旋以保持全彈陀螺穩(wěn)定;后體組件中裝有反旋電機(jī)可實(shí)現(xiàn)低旋或相對(duì)靜止,由于后體質(zhì)量占全彈質(zhì)量比例較小,不影響陀螺穩(wěn)定性。在控制指令作用下,微型擾流片可適時(shí)彈出控制艙。

圖1 帶微型擾流片旋轉(zhuǎn)彈的物理模型

1.2 數(shù)值模擬方法

本文基于三維雷諾平均方程,采用可實(shí)現(xiàn)的k-ε湍流模型,對(duì)帶微型擾流片旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。數(shù)值計(jì)算域分為外層固定區(qū)、前體彈身區(qū)和后體擾流區(qū),都為六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。因計(jì)算的馬赫數(shù)區(qū)間包含亞聲速,令彈體直徑為D,則遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)域前方為20D,徑向和遠(yuǎn)場(chǎng)后方為45D,滿足亞聲速壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界足夠遠(yuǎn)的要求[13]。圖2為彈丸表面的前、后體合并網(wǎng)格以及后體區(qū)邊界網(wǎng)格示意圖。

圖2 部分計(jì)算網(wǎng)格示意圖

圖2中,外層固定區(qū)邊界較遠(yuǎn),故不顯示。對(duì)彈丸彈頭、彈身折轉(zhuǎn)和后體擾流片等區(qū)域的網(wǎng)格都進(jìn)行了加密,經(jīng)多次計(jì)算達(dá)網(wǎng)格收斂后,整個(gè)區(qū)域網(wǎng)格數(shù)量約為450萬。

彈體表面為無滑移壁面邊界條件,壁面附近區(qū)域用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù),其優(yōu)點(diǎn)為在有效計(jì)算類雷諾應(yīng)力條件下緩解網(wǎng)格細(xì)密程度,外部網(wǎng)格的外邊界采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。本文重點(diǎn)關(guān)注擾流片在亞、跨及超聲速下對(duì)彈丸軸向力、法向力和靜力矩的影響,不考慮馬格努斯力矩,并采用定常計(jì)算。

2 氣動(dòng)參數(shù)模型及外形設(shè)計(jì)

2.1 相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)分析

彈丸無控飛行時(shí),擾流片位于彈體內(nèi)部,彈丸整體外形為軸對(duì)稱。本文考慮如下3種氣動(dòng)力:軸向力Fa、法向力Fn和靜力矩M,對(duì)應(yīng)的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和靜力矩系數(shù)分別為CFa,CFn以及CM[14]。當(dāng)擾流片伸出彈體后,氣動(dòng)外形不對(duì)稱使彈箭所受氣動(dòng)力發(fā)生改變,產(chǎn)生的附加增量分別表示為ΔFa,ΔFn,ΔM,分別對(duì)應(yīng)擾流片軸向力系數(shù)CFa,c、擾流片法向力系數(shù)CFn,c和擾流片靜力矩系數(shù)CM,c,上述氣動(dòng)力變化量與擾流片各氣動(dòng)系數(shù)的關(guān)系如下:

ΔFa=q∞SCFa,c, ΔFn=q∞SCFn,c, ΔM=q∞SDCM,c

(1)

式中:q∞為來流動(dòng)壓(q∞=ρv2/2,ρ為空氣密度,v為彈丸速度),S為特征面積。

ΔFn和ΔM本質(zhì)上就是由擾流片產(chǎn)生的控制力和控制力矩。此時(shí)即使攻角δ=0°,仍有法向力和靜力矩,只有當(dāng)攻角為δM0時(shí)靜力矩才為0,攻角為δFn0時(shí)法向力才為0,其中δM0,δFn0為附加力矩和附加力的氣動(dòng)偏心角。對(duì)于本文研究的該類氣動(dòng)非對(duì)稱彈,δM0≠δFn0,且兩者符號(hào)相反。

由于彈體任何部位的受力都可以等效到質(zhì)心位置,故可用CFn,c,CM,c的符號(hào)和大小描述彈體飛行中所受控制力的方向和大小變化。如圖3所示(圖中X軸為彈丸速度方向,Y軸為靜力矩的反方向,Z軸與X軸、Y軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系),當(dāng)擾流片向下打開時(shí),擾流產(chǎn)生的控制力靠近彈底且指向Z軸正向,則CFn,c>0,CM,c<0。由于旋轉(zhuǎn)彈的壓心位于質(zhì)心之前,只有當(dāng)攻角增大到圖示δM0位置時(shí),靜力矩才為0,而此時(shí)由于CFn,c>0,附加控制力方向與彈體所受法向力方向一致,此時(shí)法向力并不為0,存在法向力的疊加效應(yīng)。

圖3 帶微型擾流片旋轉(zhuǎn)彈所受氣動(dòng)力示意圖

假設(shè)在擾流片作用下形成動(dòng)態(tài)平衡時(shí)有如下關(guān)系式:

q∞SDC′MδM0+ΔM=0

(2)

式中:C′M為對(duì)攻角的導(dǎo)數(shù)。

若已知控制力矩ΔM和C′M,由式(2)及式(1)可得平衡攻角大小:

δM0=-CM,c/C′M

(3)

進(jìn)而有全彈升力的表達(dá)式:

Fn=q∞S(C′FnδM0+CFn,c)

(4)

式中:C′Fn為無控彈的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)?？梢娙珡椀姆ㄏ蛄Υ笮∨c氣動(dòng)偏心角δFn0無關(guān),只與平衡攻角δM0以及附加法向力和力矩有關(guān),即和CM,c,CFn,c有關(guān)。因此,本文關(guān)注不同擾流片外形參數(shù)、不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的CM,c,CFn,c。

2.2 外形設(shè)計(jì)

圖4 外形參數(shù)描述及計(jì)算坐標(biāo)系示意圖

表1 擾流片氣動(dòng)外形參數(shù)取值表

考慮盡可能增大擾流控制機(jī)構(gòu)的操縱性,本文將擾流片布置于彈丸尾部[15]。由于該彈飛行馬赫數(shù)范圍較大,為全面分析擾流片的影響,選取Ma=0.5～1.5,攻角δ=0°,4°。

2.3 擾流性能函數(shù)

為對(duì)不同擾流外形的氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估分析,并期望尋求較優(yōu)的擾流片結(jié)構(gòu)參數(shù),需要建立擾流片性能函數(shù)。當(dāng)僅考慮由于擾流產(chǎn)生的附加法向力和附加軸向力時(shí),可將兩者之比作為性能函數(shù):

(5)

而文獻(xiàn)[3]考慮附加軸向力盡可能小而附加力矩盡量大,得出的性能函數(shù)為

(6)

為了深入研究擾流片所引起的氣動(dòng)干擾對(duì)全彈的影響,本文考慮帶微型擾流片旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈全彈的升阻比,構(gòu)造如下性能函數(shù):

(7)

式中:CD0,CD2分別為無擾流片時(shí)的零升阻力系數(shù)和誘導(dǎo)阻力系數(shù)。將式(3)代入式(7),得：

(8)

3 數(shù)值模擬結(jié)果與分析

為分析擾流片外形參數(shù)對(duì)擾流性能的影響,采取控制變量法,分析在馬赫數(shù)、攻角一定時(shí)擾流情形隨氣動(dòng)外形參數(shù)的變化,流場(chǎng)分析時(shí)主要選取Ma=1.5,0.95,0.8,δ=0°。由于δ=4°時(shí)流場(chǎng)情形與δ=0°時(shí)差別不大,僅在后文做補(bǔ)充討論。

3.1 擾流后體區(qū)的壓力分布

圖5 Ma=1.5時(shí)擾流區(qū)縱向截面壓力云圖

圖6 Ma=1.5時(shí)擾流區(qū)彈體表面壓力云圖

由圖5和圖6可見,在超聲速條件下擾流片的存在使彈尾局部產(chǎn)生了劇烈的壓力變化,擾流片迎風(fēng)表面壓力最大,且靠近擾流片前方的區(qū)域壓力也較大;擾流產(chǎn)生的馬赫波系在彈體表面呈類似半橢圓形分布,隨著馬赫波系距離擾流片越來越遠(yuǎn),相應(yīng)位置的彈體表面壓力逐漸降低。

從左至右觀察圖5和圖6,隨著擾流片高度的增加,擾流片表面以及靠近擾流片的彈體表面處的壓力最大值增加,擾流片前方壓力梯度區(qū)域不斷擴(kuò)大;當(dāng)擾流片高度超過一定值后,擾流片表面壓力隨高度方向出現(xiàn)波動(dòng),擾流片上方以及靠近彈體表面的下方產(chǎn)生了2個(gè)高壓區(qū),并且前方彈體表面區(qū)域也產(chǎn)生了一個(gè)壓力最大值較低的副高壓區(qū)(與脫體激波類似),副高壓區(qū)將擾流片產(chǎn)生的壓力影響區(qū)域擴(kuò)大。因此,擾流片高度越大,彈體表面壓力影響區(qū)域相應(yīng)越大。

圖7 Ma=0.95時(shí)擾流區(qū)縱向截面壓力云圖

圖8 Ma=0.95時(shí)擾流區(qū)彈體表面壓力云圖

圖10 Ma=0.8時(shí)擾流區(qū)彈體表面壓力云圖

圖11～圖13分別為不同馬赫數(shù)條件下采用不同擾流片高度時(shí)不同X截面的彈體表面壓力系數(shù)pw/p∞分布的對(duì)比。

圖11 Ma=0.8時(shí)不同X截面的壓力分布

圖12 Ma=0.95時(shí)不同X截面的壓力分布

圖13 Ma=1.5時(shí)不同X截面的壓力分布

由圖可見,在對(duì)稱面兩側(cè)壓力分布對(duì)稱,同一截面沿周向壓力分布θ=0°處最大,且越靠近擾流片壓力基本呈增加趨勢(shì);任一截面θ∈(90°,270°)時(shí),壓力最低且?guī)缀醪蛔?靠近擾流片近處的周向壓力變化較劇烈,亞、跨聲速下擾流片達(dá)到一定高度后出現(xiàn)壓力副峰值,而超聲速下即使擾流片高度較小,沿周向的壓力變化也具有較高波動(dòng)。

綜上所述,在亞、跨和超聲速條件下,擾流片均具有改變彈尾壓力分布的能力,且超聲速下其擾動(dòng)性能更為明顯,彈尾的周向壓力變化更為劇烈。

3.2 擾流氣動(dòng)特性分析

為了定量描述不同外形擾流片引起的壓力效應(yīng),從3.1節(jié)的數(shù)值模擬結(jié)果中提取各氣動(dòng)系數(shù),列于表2～表4,其中,表2為不同外形尺寸對(duì)應(yīng)的擾流氣動(dòng)系數(shù),表3和表4為外形參數(shù)改變引起的擾流氣動(dòng)系數(shù)增量。

表2 擾流氣動(dòng)系數(shù)計(jì)算結(jié)果

表時(shí)擾流片高度變化引起的各氣動(dòng)系數(shù)增量

表時(shí)擾流片弧長(zhǎng)變化引起的各氣動(dòng)系數(shù)增量

為便于描述改變外形參量提高控制力和控制力矩的效果,定義增加單位面積引起的控制力和控制力矩增量百分比分別為EFn,EM,計(jì)算公式如下:

(9)

式中:Sb,Sa分別為原外形和外形變化后對(duì)應(yīng)的擾流片面積;CFn,c|Sb,CM,c|Sb分別為原外形的擾流片法向力系數(shù)和靜力矩系數(shù);CFn,c|Sa,CM,c|Sa分別為外形變化后的擾流片法向力系數(shù)和靜力矩系數(shù)。因EFn和EM強(qiáng)相關(guān)(計(jì)算值十分接近),下文以討論EFn為主。

圖14 CFn,c和CM,c隨的變化曲線

圖15給出了不同擾流片尺寸時(shí)的全彈法向力系數(shù)CFn和靜力矩系數(shù)CM隨馬赫數(shù)的變化(δ=4°),同時(shí)與不帶擾流片的情況進(jìn)行了對(duì)比,圖中,外形編號(hào)對(duì)應(yīng)的擾流片尺寸見表1。

由圖15可知,帶擾流片的全彈法向力系數(shù)遠(yuǎn)大于無擾流片時(shí),且低馬赫數(shù)時(shí)的增加量相對(duì)較大,并且全彈靜力矩系數(shù)的改變量較大。結(jié)合2.1節(jié)可知,其改變彈體姿態(tài)的能力也較好,因此擾流片在Ma為0.5～1.5的范圍內(nèi)都具有良好的控制效果。

以上主要考察了氣動(dòng)力系數(shù)CFn,c,CM,c隨擾流片幾何外形的變化,為結(jié)合擾流片軸向力系數(shù)分析外形變化對(duì)擾流性能的影響,根據(jù)2.3節(jié)公式給出各性能函數(shù)的值,其隨擾流片結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化情況如圖16所示,圖中給出了Ma=1.5時(shí)Jr1,Jr2的指數(shù)擬合曲線,以便更好地觀察其變化趨勢(shì)。表5給出了計(jì)算Jr3所需的氣動(dòng)系數(shù)CD0,CD2,C′M及C′Fn,這些系數(shù)是對(duì)無控彈數(shù)值計(jì)算得到的。

圖15 CFn和CM隨Ma的變化曲線

表5 計(jì)算Jr3所需的無控彈氣動(dòng)系數(shù)

綜上分析,對(duì)于同一外形擾流片,Jr3在Ma=0.95時(shí)最大,Ma=1.5時(shí)最小,且各性能函數(shù)都在Ma=1.5時(shí)變化最大;增加同等單位面積的條件下,傾向于選擇增加擾流片高度,并且在超聲速下增加高度的效果更明顯;隨著高度增加,單位面積增加的擾流效果逐漸降低,Jr3上升趨勢(shì)減慢,Jr1和Jr2數(shù)值減小并趨于穩(wěn)定。可見,增大擾流效果必將導(dǎo)致Jr1和Jr2數(shù)值的下降。

采用旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定方式的彈藥,因沒有大面積尾翼或彈翼,本身不可能產(chǎn)生較大的升力,故其升阻比不高,但采用擾流片布局方式的控制作用力遠(yuǎn)離全彈氣動(dòng)壓心,能夠有效改變彈體姿態(tài)。因此帶微型擾流片旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈今后的發(fā)展方向仍以遠(yuǎn)距離作戰(zhàn)打擊的二維修正彈為主,可以發(fā)揮其末端彈道修正,降低射擊誤差,提高打擊精度的主要功能,同時(shí)其升阻比上限較低的特性不會(huì)對(duì)其主要功能產(chǎn)生較大影響。

圖16 性能函數(shù)隨擾流片高度的變化

4 結(jié)論

本文以帶微型擾流片的旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定彈為研究對(duì)象,采用計(jì)算流體力學(xué)方法,數(shù)值模擬了不同來流條件下該類旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定修正彈的流場(chǎng),研究了擾流片高度和弧長(zhǎng)變化對(duì)擾流片表面以及靠近擾流區(qū)域彈體表面壓力分布的影響,得到如下結(jié)論:

①擾流片位于彈體尾部時(shí)產(chǎn)生的氣動(dòng)控制效應(yīng)明顯,其附加氣動(dòng)力作用方向與彈體攻角姿態(tài)調(diào)整方向相同,并隨著攻角增大其擾流效果有所提升。

②擾流片法向力系數(shù)CFn,c和擾流片靜力矩系數(shù)CM,c與擾流片高度呈良好的線性關(guān)系,且在超聲速下的線性度比亞跨聲速下更好。

③增加擾流片高度產(chǎn)生的單位面積擾流效果要優(yōu)于增加擾流片弧長(zhǎng)產(chǎn)生的效果,實(shí)際研制過程中可通過生產(chǎn)不同高度的擾流片來調(diào)整控制力的大小。