固定鴨舵雙旋火箭彈超聲速側(cè)向氣動特性

黃智康,陳少松,魏 愷,呂代龍

(南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院,江蘇 南京 210094)

為了適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭對武器精度的要求,固定鴨舵彈道修正技術(shù)憑借其控制方式簡單、制導(dǎo)精度較高和易于集成在現(xiàn)有常規(guī)彈藥上而得到廣泛研究。固定鴨舵修正組件(precise guidance kit,PGK)是一種分離式修正組件,即修正組件的滾轉(zhuǎn)速度與后體不同,因此簡稱雙旋彈。修正組件上固定一對差動舵和一對同向舵,舵偏角是固定的,因此操縱力的大小不能隨意改變,通過改變鴨舵的滾轉(zhuǎn)角對彈箭進(jìn)行彈道修正。差動舵在無控階段提供導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩使修正組件相對后體反向旋轉(zhuǎn),同向舵在控制階段提供控制力和力矩對彈箭進(jìn)行彈道修正。

固定鴨舵彈道修正技術(shù)的大量研究工作集中在高速旋轉(zhuǎn)的無尾翼炮彈上,Sahu等[1]對安裝不同修正組件的炮彈的馬格努斯效應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值分析;吳萍[2]通過風(fēng)洞試驗得到雙旋彈氣動特性的變化規(guī)律;張蛟龍[3]建立了雙旋炮彈七自由度動力學(xué)模型,結(jié)合數(shù)值仿真得到的氣動系數(shù),對無控和有控彈道特性進(jìn)行分析;徐輝雯等[4]對比了雙旋炮彈修正組件反旋與不旋的氣動特性。

在火箭彈上安裝固定鴨舵修正組件的研究集中在動力學(xué)與控制方向,在氣動方面的研究比較少。王少飛[5]建立了雙旋火箭彈的六自由度剛體有控彈道模型,并在此基礎(chǔ)上分析了固定鴨舵修正組件用于火箭彈的可行性;王志剛和李偉等[6-7]用凱恩方法對雙旋火箭彈進(jìn)行多體動力學(xué)建模,并對其運動特性進(jìn)行分析;黨建濤等[8]通過數(shù)值模擬分析了雙旋火箭彈在定常狀態(tài)下鴨舵對尾翼的氣動干擾;Yin等[9-10]對無鴨舵和有鴨舵的旋轉(zhuǎn)尾翼導(dǎo)彈的流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,研究了有鴨舵彈箭的馬格努斯效應(yīng)。

鴨式布局的彈箭有著較高的控制效率,但是在安裝鴨舵修正組件后,火箭彈的氣動特性尤其是側(cè)向特性會發(fā)生較大改變。首先,修正組件本身會在不旋和反旋時產(chǎn)生不同的側(cè)向力;其次,由于鴨舵修正組件和后體轉(zhuǎn)速不一致,鴨舵尾流會干擾彈體周圍的流場,導(dǎo)致彈體的馬格努斯效應(yīng)發(fā)生改變;最后,鴨舵的下洗流會影響尾翼的氣動特性,產(chǎn)生額外的側(cè)向力和偏航力矩。因此,本文采用CFD軟件對某雙旋火箭彈的氣動特性進(jìn)行數(shù)值模擬,重點研究該火箭彈后體在低速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下,鴨舵修正組件不旋和反旋狀態(tài)對側(cè)向力特性的影響。

1 計算方法與研究對象

1.1 計算方法

本文使用商業(yè)流體力學(xué)計算軟件ANSYS Fluent來計算彈體周圍流場的三維可壓縮非定常Navier-Stokes方程:

式中:V為控制體,?V為包圍控制體的封閉表面,S為控制體表面的面積,W為守恒變量矢量,Fc為對流通量矢量,Fv為黏性通量矢量。采用雷諾平均法對N-S方程進(jìn)行分解?？臻g離散采用二階迎風(fēng)格式,對流通量應(yīng)用Roe通量差分分裂。非定常計算采用雙時間步法,其中物理時間描述實際運動,內(nèi)迭代時間使計算收斂,二者皆采用隱式迭代求解。將定常無旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的計算結(jié)果作為非定常計算的初始條件以快速穩(wěn)定地得到收斂結(jié)果。

為模擬彈箭的旋轉(zhuǎn)運動,本文采用滑移網(wǎng)格方法。如圖1所示,將流場域劃分為動、靜2個部分,動域根據(jù)設(shè)置的方式進(jìn)行平動或旋轉(zhuǎn),動、靜域之間通過交界面進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸。該方法相對于多重坐標(biāo)系法,精度更高;而相對于動網(wǎng)格法,因為網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)果不需要改變而可以獲得較高的網(wǎng)格質(zhì)量。

圖1 滑移網(wǎng)格區(qū)域劃分示意圖

1.2 湍流模型的選擇和計算方法的驗證

計算方法的驗證模型為Basic Finner。遠(yuǎn)場邊界為壓力遠(yuǎn)場邊界條件,模型邊界設(shè)置為無滑移邊界條件。實驗數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[11],實驗數(shù)據(jù)的風(fēng)洞條件見表1,其中,Ma∞表示來流馬赫數(shù),p0和T0分別表示總壓和總溫,ReD表示基于參考長度的雷諾數(shù),ω表示轉(zhuǎn)速。

表1 實驗風(fēng)洞條件

在此基礎(chǔ)上采用2種不同湍流渦黏模型,分別是S-A(Spalart-Allmaras)模型[12]和Transition SST模型[13-15],計算結(jié)果見圖2,圖中,Cn表示法向力系數(shù),Cl表示滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)?？梢钥吹?在20°攻角以下Transition SST湍流模型計算的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)結(jié)果與實驗值更加貼合,因此本文選擇Transition SST湍流模型進(jìn)行后續(xù)計算。

圖2 氣動系數(shù)計算值與實驗值結(jié)果

1.3 研究對象

本文研究對象如圖3、圖4所示。圖中,φ表示后體滾轉(zhuǎn)角;φcf表示修正組件滾轉(zhuǎn)角,下標(biāo)cf表示修正組件。該模型彈頭為固定鴨舵修正組件,彈體和尾翼組合體簡稱為后體。最大彈徑D=106 mm,全彈長L=11.41D,其中修正組件安裝一對差動舵(CANARD1和CANARD3)和一對同向舵(CANARD2和CANARD4),舵偏角δc=3°,彈尾部安裝6片尾翼(FIN1,…,FIN6),尾翼斜置角δw=0.5°。參考長度為全彈長L,參考面積S=πD2/4,力矩參考點距離彈頭0.45L,參考坐標(biāo)系取彈體系。遠(yuǎn)場靜壓為101.325 kPa,靜溫為288.15 K。

圖3 雙旋火箭彈模型

圖4 鴨舵和尾翼布局示意圖

三維六面體網(wǎng)格如圖5所示。計算域邊界參考彈箭尺寸,軸向長度為12L,徑向長度為30D。為了模擬鴨舵修正組件和后體以不同轉(zhuǎn)速和方向旋轉(zhuǎn)的過程,使用滑移網(wǎng)格方法,將計算域分為3部分。外部為靜域,內(nèi)部分為前后2個區(qū)域,前部包含鴨舵修正組件,后部包含彈體和尾翼。第1層網(wǎng)格高度設(shè)置為6×10-7m,以保證網(wǎng)格在壁面附近的y+<1,并使前20層網(wǎng)格的伸展比保持在1.1。

圖5 模型網(wǎng)格

1.4 無關(guān)性驗證

網(wǎng)格無關(guān)性驗證的結(jié)果如表2所示,來流工況為Ma=2.0,α=6°。時間步長的無關(guān)性驗證的結(jié)果如表3所示,修正組件旋轉(zhuǎn)方向為X軸負(fù)向,轉(zhuǎn)速為408.4 rad/s;后體旋轉(zhuǎn)方向為X軸正向,轉(zhuǎn)速為119.4 rad/s。表中,N表示網(wǎng)格數(shù)量,Δt表示時間步長,CZ表示側(cè)向力系數(shù),|ηCn|和|ηCZ|分別表示Cn和CZ的相對誤差絕對值。

表2 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

表3 時間步長無關(guān)性驗證

根據(jù)計算結(jié)果,450萬網(wǎng)格數(shù)和650萬網(wǎng)格數(shù)的側(cè)向力系數(shù)最大相差4.30%;時間步長為1×10-5s和5×10-6s的結(jié)果最大相差6.15%。因此,選擇450萬的網(wǎng)格及1×10-5s的時間步長,可以滿足計算對網(wǎng)格密度和時間精度的要求。內(nèi)迭代步數(shù)設(shè)置為20可滿足收斂要求。

圖6 雙旋火箭彈氣動力系數(shù)隨攻角變化曲線

2 計算結(jié)果

本文給出了無鴨舵模型(NCA)、修正組件不旋(NRO)和修正組件反旋(ROT)3種狀態(tài)在馬赫數(shù)Ma=1.6,2.0,攻角α=0°,2°,6°,10°的平均氣動力,如圖6所示,圖中,Ca,Cn,CZ分別為軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和側(cè)向力系數(shù)。

圖6中,鴨舵修正組件不旋設(shè)置為俯仰姿態(tài)修正的狀態(tài),同向舵提供正向法向力,鴨舵修正組件反旋的轉(zhuǎn)速和后體轉(zhuǎn)速設(shè)置為相應(yīng)馬赫數(shù)下α=0°對應(yīng)的平衡轉(zhuǎn)速(通過計算后體旋轉(zhuǎn)和不旋轉(zhuǎn)時的滾轉(zhuǎn)力矩確定),見表4。

表4 雙旋火箭彈的轉(zhuǎn)速設(shè)置

加裝鴨舵修正組件后軸向力系數(shù)增加,其中,Ma=1.6和Ma=2.0時修正組件在不旋狀態(tài)下的軸向力系數(shù)相對于無鴨舵模型分別增加了約1.3%和1.5%,反旋狀態(tài)下的軸向力系數(shù)相對于無鴨舵模型分別增加了約0.7%和0.9%。

法向力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的增大而增大。圖7給出了修正組件反旋時修正組件法向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角周期性變化曲線。圖7及后文圖中,下標(biāo)b表示彈體,f表示尾翼,aft表示后體,cf表示修正組件。由圖7可知,修正組件反旋時的法向力較不旋時提供的平均法向力小,但由于修正組件提供的法向力始終為正,因此反旋狀態(tài)的平均法向力比無鴨舵模型大。

圖7 Ma=1.6,α=2°,6°時鴨舵修正組件反旋時修正組件法向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角φcf變化曲線

在加裝鴨舵修正組件后側(cè)向力系數(shù)隨攻角非線性增加,修正組件反旋的狀態(tài)下其側(cè)向力系數(shù)增加量有所減少,即反旋的狀態(tài)有助于抑制側(cè)向力隨攻角的增加。

圖8給出了Ma=1.6時修正組件彈體和尾翼的部件側(cè)向力隨攻角變化曲線。無鴨舵模型的彈體和尾翼提供的側(cè)向力大小大致相同,方向相反。安裝鴨舵修正組件后,彈體和尾翼的側(cè)向力顯著增加,其中彈體提供的側(cè)向力比尾翼大很多。小攻角時,修正組件反旋的彈體和尾翼側(cè)向力隨攻角變化的增量小于不旋狀態(tài);隨著攻角的進(jìn)一步增加,反旋狀態(tài)的彈體和尾翼側(cè)向力逐漸超過不旋狀態(tài)。同時α=10°時,修正組件不旋時尾翼的側(cè)向力并不會隨著攻角增加而持續(xù)增加,而是保持與無鴨舵模型相近的大小。

圖8 Ma=1.6時部件側(cè)向力系數(shù)隨攻角變化曲線

彈頭的鴨舵修正組件本身提供的側(cè)向力在不旋和反旋時方向相反,相對于尾翼和彈體而言是一小量,但是由于其離質(zhì)心距離較遠(yuǎn),所以仍會提供不容忽視的偏航力矩。鴨舵修正組件和后體偏航力矩曲線見圖9。由圖可見,反旋狀態(tài)下修正組件提供的偏航力矩最高能達(dá)到全彈偏航力矩的40%。

2.1 無鴨舵模型側(cè)向氣動特性分析

對于無鴨舵模型,小攻角時無論是彈體還是尾翼的側(cè)向力都很小,僅在α=10°時側(cè)向力才有明顯的增加。圖10為無鴨舵模型在Ma=1.6,α=10°時,彈體段4個截面上的無量綱渦量Ω*(Ω*=ΩD/v∞,其中Ω表示渦量大小,v∞表示來流速度)云圖和空間流線圖。如圖所示,彈體前段x/L=0.22處并未發(fā)生流動分離。在彈體的中后段,來流繞過彈體形成分離渦附著在彈體上表面,并且體渦區(qū)隨著軸向距離增加而擴(kuò)大。盡管彈體低速旋轉(zhuǎn)會使彈體渦隨軸向距離增加,略微沿旋轉(zhuǎn)方向偏轉(zhuǎn),但是整體流場仍保持左右對稱,產(chǎn)生的側(cè)向力系數(shù)也相應(yīng)較小。

圖10 Ma=1.6,α=10°,無鴨舵模型x/L=0.22,0.42,0.62,0.82處無量綱渦量云圖和空間流線圖

圖11為無鴨舵模型彈體4個截面處的壓力系數(shù)Cp沿周向分布曲線。彈體旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生馬格努斯力的主要原因在于φ=90°和φ=270°附近的壓力系數(shù)。在x/L=0.22處,彈體繞流并未分離,壓力系數(shù)曲線分布左右對稱。隨著邊界層沿軸向發(fā)展,流動發(fā)生分離,導(dǎo)致左右兩側(cè)的壓力系數(shù)不對稱加劇。同時彈體分離渦處的壓力系數(shù)分布也受旋轉(zhuǎn)影響,產(chǎn)生的正向側(cè)向力與上面所描述的側(cè)向力方向正好相反,但由于這部分影響作用在彈體上表面,因此產(chǎn)生的側(cè)向力并不大。

圖11 Ma=1.6,α=10°,無鴨舵模型不同x/L處的壓力系數(shù)沿周向分布曲線

圖12是無鴨舵模型尾翼FIN1旋轉(zhuǎn)一周提供的側(cè)向力。小攻角時,彈體上表面渦跡較小甚至沒有,對尾翼影響也只限于翼根,此時尾翼產(chǎn)生的側(cè)向力很小。如圖12中α=2°的曲線,在平衡轉(zhuǎn)速下側(cè)向力曲線呈現(xiàn)振幅相等的2個振蕩周期。隨著攻角增加,彈體渦影響范圍擴(kuò)大,對尾翼的側(cè)向力產(chǎn)生影響。如圖12中α=10°的曲線,在背風(fēng)區(qū)(φ∈[0°,90°]∪[270°,360°]),側(cè)向力曲線左右出現(xiàn)不對稱,同時在φ=0°附近產(chǎn)生了第3個振蕩。圖13給出了α=10°時尾翼在φ=0°附近的流線圖,由圖可見,彈體兩側(cè)的繞流在頂部匯聚,在φ=0°附近,當(dāng)?shù)亓鲃臃较驎l(fā)生偏折,改變了尾翼側(cè)向力的方向,由此產(chǎn)生了第3個振蕩周期。

圖12 Ma=1.6,無鴨舵模型FIN1提供的側(cè)向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角φ變化曲線

圖13 Ma=1.6,α=10°,無鴨舵模型表面壓力系數(shù)云圖和空間流線圖

2.2 修正組件不旋時側(cè)向氣動特性分析

當(dāng)鴨舵修正組件不旋時,其本身產(chǎn)生的側(cè)向力來自攻角的影響。當(dāng)同向舵處于橫向平面而提供額外升力時,差動舵處于縱向平面并提供一個負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩,如果此時攻角不為0,那么此時處于迎風(fēng)面的差動舵提供的正向側(cè)向力將大于背風(fēng)面差動舵提供的負(fù)向側(cè)向力。圖14為迎風(fēng)側(cè)和背風(fēng)側(cè)鴨舵表面壓力系數(shù)云圖,可以清晰地觀察到迎風(fēng)面鴨舵上下表面壓差大于背風(fēng)面鴨舵上下表面的壓差。

圖14 Ma=1.6,α=6°,鴨舵修正組件不旋時背風(fēng)側(cè)鴨舵(CANARD1)和迎風(fēng)側(cè)鴨舵(CANARD3)表面壓力系數(shù)云圖

圖15給出了無鴨舵模型和修正組件不旋狀態(tài)下彈體截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)軸向分布曲線。加裝鴨舵修正組件后,側(cè)向力系數(shù)增加明顯。從x/L=0.26至x/L=0.88,截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)負(fù)向增加,且攻角越大,其變化的斜率越大。在x/L=0.26之前和x/L=0.88之后,因截面不連續(xù)變化,彈體截面?zhèn)认蛄Τ霈F(xiàn)震蕩變化。并且彈體尾部區(qū)域受到尾翼干擾,截面?zhèn)认蛄﹄S軸向距離增加迅速減小,方向變?yōu)閆軸正向。由此可見,彈體提供的側(cè)向力主要集中在彈體中后段。

圖15 Ma=1.6,無鴨舵模型和修正組件不旋時彈體截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)沿軸向分布曲線

鴨舵的尾渦和彈體的相互干擾是彈體側(cè)向力增加的主要原因。為了進(jìn)一步分析鴨舵尾渦對彈體周圍壓力分布的影響,給出彈體不同截面的壓力系數(shù)周向分布曲線和渦量云圖,如圖16和圖17所示。

由圖可見,在小攻角時,鴨舵尾渦分布在彈體φ=0°,90°,180°,270° 4個方向上。在尾渦對應(yīng)的位置,彈體的壓力系數(shù)會出現(xiàn)波動,波動的幅度與當(dāng)?shù)匚矞u的強(qiáng)度有關(guān)。顯然,軸向距離越小,鴨舵尾渦更強(qiáng),波動幅度就會更大;同向舵的當(dāng)?shù)毓ソ鞘嵌嫫呛蛠砹鞴ソ侵?其尾渦強(qiáng)度比處于俯仰平面的差動舵更強(qiáng),因此,φ=90°和φ=180°方向的波動幅度更大。從壓力系數(shù)曲線和渦量云圖中可以觀察到,壓力系數(shù)發(fā)生波動的位置隨著軸向距離的增加而改變,攻角不為0,使得尾渦呈現(xiàn)向上偏移的趨勢;彈體旋轉(zhuǎn)使得尾渦隨著軸向距離增加略微向著旋轉(zhuǎn)方向偏移。

圖16 Ma=1.6,無鴨舵模型和修正組件不旋時x/L=0.22,0.42,0.62,0.82處壓力系數(shù)周向分布曲線

圖17 Ma=1.6,修正組件不旋時彈體截面的無量綱渦量云圖和流線圖

α=10°時,受迎風(fēng)面的影響,180°方向的尾渦很快就消失了,因此彈體底部的壓力系數(shù)與無鴨舵模型完全一致。φ=0°方向的尾渦因為向上偏移,對彈體表面的影響變小。φ=90°和φ=270°方向的鴨舵尾渦在隨著軸向距離增加并上移的過程中,不僅會直接影響彈體表面的流動,而且和彈體體渦相互干擾,且旋轉(zhuǎn)使渦流順時針偏移,從而使得渦流在彈體背風(fēng)面呈現(xiàn)非對稱的分布,在壓力系數(shù)曲線圖上表現(xiàn)為左右不對稱的加劇;同時,在彈體頂部區(qū)域,無鴨舵模型彈體背風(fēng)面存在的正向側(cè)向力也因受鴨舵尾渦的影響而大幅減弱。

為了確定鴨舵對尾翼的影響,圖18給出了在鴨舵組件不旋狀態(tài)下單獨FIN1旋轉(zhuǎn)一周的側(cè)向力,并與無鴨舵模型對比。對比結(jié)果表明,鴨舵尾流對迎風(fēng)面尾翼基本沒有影響,主要影響區(qū)域集中在背風(fēng)區(qū);且隨著攻角增大,影響區(qū)域逐漸減小。這種影響主要來自于鴨舵尾渦和彈體體渦的互相干擾,使得尾翼段流場更加復(fù)雜并且失去對稱性。當(dāng)α<6°時,影響區(qū)域有側(cè)向力正向增加的現(xiàn)象,而在α=10°時尾翼的側(cè)向力并沒有明顯增加的趨勢。

圖18 Ma=1.6,無鴨舵模型和修正組件不旋時FIN1提供的側(cè)向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角φ的變化曲線

圖19給出了不同攻角時鴨舵尾流流線圖和尾翼處截面的壓力云圖。由圖可見,隨著攻角增加,鴨舵尾流對尾翼的影響區(qū)域逐漸變小,同時彈體兩側(cè)的鴨舵受來流攻角的影響最大,因此尾渦更強(qiáng)。迎風(fēng)面鴨舵的尾流對尾翼影響不大,因此圖中沒有給出。當(dāng)α=2°和α=6°時,背風(fēng)側(cè)和彈體兩側(cè)鴨舵尾流能夠直接影響尾翼區(qū)域,因此處于φ=0°附近的尾翼上下表面壓力系數(shù)分布改變非常明顯。當(dāng)α=10°時,彈身兩側(cè)的鴨舵尾渦更強(qiáng),對背風(fēng)面的壓力系數(shù)改變更加明顯,但是其對尾翼段流場的直接影響區(qū)域超過了尾翼的展長,因此并沒有加劇尾翼側(cè)向力,這與圖8和圖18中尾翼側(cè)向力并沒有隨攻角進(jìn)一步增加的結(jié)果相符。

圖19 Ma=1.6,無鴨舵模型和修正組件不旋時鴨舵尾流流線圖和x/L=0.97處截面壓力云圖

2.3 修正組件反旋時側(cè)向氣動特性分析

鴨舵修正組件在反旋時提供的側(cè)向力會比不旋狀態(tài)大,同時方向相反,因為此時鴨舵不僅產(chǎn)生側(cè)向力,也會干擾彈頭旋轉(zhuǎn)體反旋的馬格努斯效應(yīng),二者隨修正組件滾轉(zhuǎn)角φcf變化的曲線見圖20,圖中,CANARDs表示4片鴨舵之和。

圖20 Ma=1.6,修正組件反旋時鴨舵?zhèn)认蛄ο禂?shù)隨修正組件滾轉(zhuǎn)角φcf變化曲線

單片鴨舵提供的側(cè)向力的幅值隨攻角增加而增加,但4片鴨舵的總側(cè)向力卻并沒有增加很多?？倐?cè)向力曲線的極值對應(yīng)φcf=90°和φcf=270°,此時同向舵正處于縱向平面內(nèi),產(chǎn)生最大的瞬時側(cè)向力。

3片舵偏角與滾轉(zhuǎn)方向相同的鴨舵(CANARD1,CANARD2,CANARD3),其側(cè)向力曲線幅值相同,隨滾轉(zhuǎn)角變化只相差90°的相位,而另外的1片鴨舵(CANARD4),由于其舵偏角方向與滾轉(zhuǎn)方向相反,因而側(cè)向力曲線的幅值更大。這就導(dǎo)致當(dāng)攻角不為0時,CANARD4于迎風(fēng)面和背風(fēng)面產(chǎn)生的側(cè)向力的差值也要比其余鴨舵大得多。修正組件反旋時,鴨舵會干擾彈頭旋轉(zhuǎn)體段的馬格努斯力,如圖20所示,最主要的變化集中在φcf=270°附近,且隨著攻角增大,該影響也隨之增大,結(jié)果使側(cè)向力增加。

圖21給出了修正組件反旋時彈體截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)沿軸向分布。由圖可見,修正組件反旋相比不旋情況,彈體前半段側(cè)向力增加較小。同時,當(dāng)α=2°和α=6°時,反旋時彈體的側(cè)向力增量相比不旋狀態(tài)也小很多,僅在α=10°時,側(cè)向力系數(shù)隨軸向距離增加而大幅增加。

圖21 Ma=1.6,無鴨舵模型和修正組件反旋時彈體截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)沿軸向分布曲線

圖22 Ma=1.6,彈體瞬時側(cè)向力系數(shù)隨時間變化曲線

圖23對比了FIN1在組件不旋和反旋狀態(tài)下旋轉(zhuǎn)一周的側(cè)向力系數(shù)。當(dāng)α<6°時,側(cè)向力系數(shù)與修正組件不旋時大致相同,反旋時鴨舵對尾翼的主要影響同樣集中在背風(fēng)區(qū)。主要的區(qū)別在于,α=10°時,尾翼側(cè)向力系數(shù)有明顯增加,這也與圖8中所述一致。原因在于,修正組件反旋后,鴨舵的尾流在背風(fēng)區(qū)周期變化,不僅對尾翼段的影響范圍變大,而且此時鴨舵尾流會直接影響尾翼,導(dǎo)致尾翼側(cè)向力增加。

圖23 Ma=1.6,修正組件不旋和修正組件反旋時FIN1提供的側(cè)向力系數(shù)隨滾轉(zhuǎn)角φ變化曲線

3 結(jié)論

本文通過計算流體力學(xué)軟件ANSYS Fluent計算了雙旋火箭彈在超聲速下修正組件不旋和反旋的氣動特性,并與無鴨舵模型進(jìn)行對比,重點分析了加裝鴨舵修正組件后的側(cè)向力特性,得到了以下結(jié)論:

①在加裝鴨舵修正組件后,全彈的側(cè)向力隨攻角增加而大幅增加,其中彈體側(cè)向力增加最多,即受鴨舵組件的影響最大,是全彈側(cè)向力的主要組成部分。彈頭修正組件不旋和反旋時的側(cè)向力方向相反。尾翼受鴨舵影響,其側(cè)向力也會增加。

②當(dāng)修正組件不旋時,其彈頭鴨舵修正組件提供的側(cè)向力來源于迎風(fēng)面鴨舵與背風(fēng)面鴨舵提供的側(cè)向力的差值。彈體側(cè)向力隨攻角大幅增加,主要源于鴨舵尾渦與彈體體渦相互干擾,加劇了彈體兩側(cè)壓力分布的不對稱。鴨舵尾渦對尾翼影響區(qū)域集中在背風(fēng)區(qū)。

③當(dāng)修正組件反旋時,彈頭鴨舵修正組件的側(cè)向力來源于舵偏角與滾轉(zhuǎn)方向相反的鴨舵(CANARD4);彈體側(cè)向力隨時間變化曲線的周期被打破,振蕩幅值大幅增加;同時,修正組件反旋使鴨舵對尾翼的影響加劇。