新型卷弧刀翼探索研究

付夢思，陳 浩，王林林，李 巍，趙利軍

新型卷弧刀翼探索研究

付夢思，陳 浩，王林林，李 巍，趙利軍

（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）

旨在解決強空間的約束下的尾翼增穩(wěn)問題。結(jié)合馬刀翼氣動效率高和卷弧翼尺寸約束少的優(yōu)點，創(chuàng)新性提出卷弧刀翼方案。通過結(jié)構(gòu)設計，實現(xiàn)卷弧刀翼的折疊與展開鎖定。采用CFD方法，計算了卷弧刀翼的氣動特性，并將其與柵格翼結(jié)果進行了對比分析。結(jié)果表明，在一定馬赫數(shù)范圍內(nèi)，卷弧刀翼增穩(wěn)效果與柵格翼相當，阻力遠小于柵格翼。卷弧刀翼作為一種新型增穩(wěn)尾翼，具有工程可實現(xiàn)性，有望在尺寸約束和阻力約束都較強的環(huán)境下獲得廣泛應用。

卷弧刀翼；柵格翼；機構(gòu)設計；氣動特性

0 引 言

尾翼作為一種調(diào)整飛行器壓心實現(xiàn)氣動增穩(wěn)的有效手段，在航空炸彈、火箭彈和運載火箭上應用廣泛。在航空航天技術(shù)發(fā)展的早期，尾翼的安裝空間沒有嚴格的尺寸約束，多采用固定翼。隨著科學技術(shù)的發(fā)展，一方面從總體性能角度出發(fā)，要求裝載空間不大于全箭/彈直徑，另一方面結(jié)構(gòu)/機構(gòu)設計和工藝能力的提升使得折疊展開式尾翼成為可能[1～3]。

在眾多的折疊尾翼中，柵格翼（grid fin）、馬刀翼（saber fin）和卷弧翼（wrap-around fin）作為3種典型的尾翼形式，具有各自特點：

a）柵格翼是由外部框架和內(nèi)部柵格布置形成的空間多升力面系統(tǒng)，其軸向尺寸一般不受約束。展開后在不發(fā)生氣流擁塞的情況下，其氣動增穩(wěn)能力較強。主要缺點是氣動阻力較大，在跨音速段容易發(fā)生氣流擁塞[4]。

b）馬刀翼每片尾翼通過方向垂直于彈軸的轉(zhuǎn)軸裝配在尾翼座上。馬刀翼展開后沒有氣流擁塞問題，阻力較小，其中心距箭/彈中心軸較遠，單位面積的氣動效率較高。缺點是軸向尺寸和弦長受到總體約束，難以做大，其總體的氣動增穩(wěn)效果較弱[5]。

c）卷弧翼安裝在箭體/彈體外表面上，翼片的曲率半徑與箭體/彈體外圓曲率半徑相同，其軸向長度一般不受約束，阻力較小且無氣流擁塞問題。其缺點是單位面積氣動效率低，且因箭體/彈體的直徑有限導致其展長難以做大，增加弦長后其增穩(wěn)力臂又會縮短，從而導致其總體氣動增穩(wěn)效果較弱[6]。

在參考馬刀翼和卷弧翼的折疊形式的基礎上，創(chuàng)新性地提出一種卷弧刀翼（blade fin），旨在安裝空間和氣動增穩(wěn)能力與柵格翼相當條件下，通過新型的機構(gòu)和展開形式設計，實現(xiàn)氣動阻力的大幅降低，為工程上的折疊展開式尾翼設計提供參考。

1 卷弧刀翼概述

參考美國的炸彈之母（Massive Ordnance Air Blast）建立的采用卷弧刀翼的飛行器外形如圖1所示。在折疊狀態(tài)，各活動翼片均貼附在彈體外表面，具有卷弧翼的特征。翼片沿彈體弧面切線展開后，尾翼長邊與氣流垂直，其中心距箭/彈中心軸較遠從而使其單位面積的氣動效率較高，從而又具有馬刀翼的特征。此外，由于其翼片貼附在彈體外表面，軸向尺寸可認為不受約束，展開后增穩(wěn)力臂不變，從而具有較強的總體增穩(wěn)效果。

圖1 卷弧刀翼飛行器外形

2 卷弧刀翼結(jié)構(gòu)設計

2.1 折疊展開機構(gòu)設計

借鑒文獻[8]中的機構(gòu)形式，設計卷弧刀翼的折疊展開機構(gòu)。卷弧刀翼通過扭桿固定組件安裝在安裝支座上，扭桿固定組件中的扭桿一頭固定在扭桿固定螺塞中，一頭通過銷釘固定在連桿轉(zhuǎn)軸中，如圖2所示。固定螺塞內(nèi)徑與扭桿固定端匹配。扭桿固定螺塞固定在安裝支座上，不隨翼片轉(zhuǎn)動，是扭桿的固定端。轉(zhuǎn)軸與扭桿和連桿分別通過銷釘固定在一起，在展開狀態(tài)下完成扭桿、連桿的安裝，隨后將連桿壓平，扭桿處于受扭狀態(tài)，待約束取消后，連桿在扭桿作用下旋轉(zhuǎn)展開。

圖2 折疊展開機構(gòu)

2.2 鎖定機構(gòu)設計

安裝支座與翼片之間的鎖定依靠彈簧卡銷，在折疊狀態(tài)下將彈簧卡銷，卡銷被約束在卡銷孔內(nèi)，如圖3所示。當約束解除，翼片在扭桿作用下開始轉(zhuǎn)動，當翼片轉(zhuǎn)動到位時，彈簧卡銷在彈簧作用下進入翼片上的卡銷孔內(nèi)。

圖3 鎖定機構(gòu)

扭桿折疊展開機構(gòu)利用小尺寸扭桿作為動力源，使卷弧刀翼飛行器具備平滑的氣動外形，翼面受力均勻。折疊的卷弧刀翼解鎖后，彈簧卡銷在彈簧作用下進入翼片上的卡銷孔內(nèi)形成緊配合，并作為主承力結(jié)構(gòu)和轉(zhuǎn)軸一起將卷弧刀翼牢牢鎖死，增大剛度，避免帶來結(jié)構(gòu)的非線性和顫振不穩(wěn)定問題。

圖1中設計的卷弧刀翼中水平翼片需要先于豎直翼片展開，為保證卷弧刀翼在展開過程中不發(fā)生干涉，水平和豎直翼片通過兩次解鎖進行展開。為了盡量減小展開過程對飛行狀態(tài)的影響，需要在保證展開過程無干涉的前提下使得解鎖間隔盡可能地短。

3 氣動特性分析

采用CFD方法對卷弧刀翼開展氣動特性計算。在相同的尺寸約束下，建立柵格翼模型（如圖4所示），同步開展氣動特性計算，對比說明其氣動性能。

圖4 柵格翼飛行器外形

針對卷弧刀翼和柵格翼外形劃分的非結(jié)構(gòu)氣動網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 網(wǎng)格分布

為了保證計算精度底層網(wǎng)格間距為0.1 m，并外推了棱柱層。卷弧刀翼網(wǎng)格數(shù)量為394萬，柵格翼因其葉片上有柵格，為保障求解精度，局部加密網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)620萬。計算中空間離散采用了Ausmpw+格式，限制器為minmod，時間推進采用LUSGS，為了考慮湍流的影響采用了k-epsilon模型。計算高度為1 km，馬赫數(shù)分別為0.8、1.2和2.5。

圖6中分別給出了卷弧刀翼（blade fin，圖中標注為bf）和柵格翼（grid fin，圖中標注為gf）在典型馬赫數(shù)下的壓心系數(shù)和軸向力系數(shù)。

圖6 氣動參數(shù)對比

由圖6可知：

a）僅在=0.8的狀態(tài)下，卷弧刀翼增穩(wěn)效果比柵格翼低10%～20%，而在=1.2和=2.5的狀態(tài)下，卷弧刀翼增穩(wěn)效果與柵格翼相當；

b）在各典型馬赫數(shù)下，卷弧刀翼的阻力均比柵格翼小約30%～40%。

4 結(jié)束語

結(jié)合馬刀翼和卷弧翼的優(yōu)點，創(chuàng)新性地提出了卷弧刀翼的方案。卷弧刀翼翼片通過扭桿固定組件安裝在支座上，水平和豎直翼片間隔展開，通過卡銷進行鎖定。分析表明，卷弧刀翼可以很好地節(jié)約裝載空間，且具有良好的氣動特性，在一定馬赫數(shù)范圍內(nèi)，其增穩(wěn)效果與柵格翼相當，阻力顯著小于柵格翼。綜上所述，卷弧刀翼有望在尺寸約束和阻力約束都較強的環(huán)境下獲得廣泛的應用。

[1] 黎漢華, 石玉紅. 柵格翼國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J]. 導彈與航天運載技術(shù), 2008(6): 27-30.

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Lin Sanchun, et, al. Analysis method of unfolding dynamic characteristics of non-damping rod type grid fins[J]. Missiles and Space Vehicles, 2018(5): 16-20.

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Li Changchun, et al. Structure design and research on small torsion-bar folding rudder[J]. Journalof Machine Design, 2022, 39(6): 108-114.

Exploratory Research on the Innovative Blade Fin

Fu Meng-si, Chen Hao, Wang Lin-lin, Li Wei, Zhao Li-jun

(Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076)

An innovative scheme which is called blade fin is proposed by combining the advantages of high aerodynamic efficiency of saber fin and less dimensional constraints of wrap-around fin to solve the stability augmentation problem in a finite space. The deployment and locking mechanism of the blade fin is realized in the structure design process. CFD method is used in the comparison of aerodynamic characteristics between blade fin and grid fin. The results show that the blade fin is equivalent to the grid fin in stability enhancement while it induces much less drag than the grid fin within a certain Mach number range. As an innovative type of stabilizing fin, the blade fin is feasible in engineering and can be widely used on the condition of strict constraints in both dimension and drag.

blade fin; grid fin; mechanism design; aerodynamics characteristics

2097-1974(2023)01-0132-03

10.7654/j.issn.2097-1974.20230126

V525

A

2022-11-14；

2022-12-31

付夢思（1990-），女，工程師，主要研究方向為飛行器總體設計。

陳 浩（1988-），男，博士，工程師，主要研究方向為氣動布局設計及優(yōu)化。

王林林（1987-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為飛行器總體設計。

李 ?。?982-），男，研究員，主要研究方向為飛行器總體設計。

趙利軍（1974-），男，研究員，主要研究方向為飛行器總體設計。