導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對(duì)二維彈道修正彈跨音速氣動(dòng)性能的影響

張 英,肖晨星,李朝博,霍鵬飛,2,陳 超,2

(1.西安機(jī)電信息技術(shù)研究所,陜西 西安 710065;2.機(jī)電動(dòng)態(tài)控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,陜西 西安 710065)

0 引言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)武器系統(tǒng)精確打擊的要求越來(lái)越高,加榴炮作為陸軍裝備中的壓制武器,提升其打擊精度不僅能夠減小附帶毀傷,還能夠減輕勤務(wù)負(fù)擔(dān)以及提高彈藥的效費(fèi)比。近年來(lái),低成本常規(guī)彈藥的簡(jiǎn)易制導(dǎo)化技術(shù)得到了發(fā)展[1],國(guó)內(nèi)外已先后出現(xiàn)了阻力修正彈、脈沖修正彈及鴨舵修正彈[2]。彈道修正彈是在現(xiàn)有常規(guī)彈藥的基礎(chǔ)上通過(guò)加裝彈道修正組件進(jìn)行的改進(jìn),使用時(shí)只需更換頭部引信而不改變?cè)袕楏w,因此相比研發(fā)全新的制導(dǎo)彈藥,顯著降低了研發(fā)成本[3]。加榴炮二維彈道修正殺爆彈由二維彈道修正引信和制式殺爆彈后體組合而成,二維彈道修正引信包括一對(duì)升力翼面和一對(duì)導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面,升力翼面提供彈道修正時(shí)所需的法向力,導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面提供引信滾轉(zhuǎn)的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩,使升力翼面停留在所需要的引信滾轉(zhuǎn)角位置。由于二維彈道修正彈氣動(dòng)特性的變化會(huì)對(duì)飛行穩(wěn)定性及落點(diǎn)預(yù)測(cè)產(chǎn)生影響[4],因此,研究獲取不同氣動(dòng)外形下氣動(dòng)特性的變化規(guī)律就顯得尤為重要。

加榴炮二維彈道修正殺爆彈全裝藥發(fā)射后大部分時(shí)間以超音速飛行,在彈道頂點(diǎn)過(guò)后有一部分飛行段會(huì)轉(zhuǎn)為跨音速;以減變裝藥發(fā)射時(shí),跨音速飛行段在全彈道的占比會(huì)加大?？缫羲賮?lái)流條件下,繞翼面及彈體的氣流流動(dòng)狀態(tài)易發(fā)生變化,導(dǎo)致彈體周向表面的壓力分布不穩(wěn)定,不利于翼面鉸鏈力矩的設(shè)計(jì)及彈道計(jì)算時(shí)氣動(dòng)參數(shù)的處理。跨音速流動(dòng)不穩(wěn)定會(huì)造成壓心位置的劇烈變化,而翼面壓心和彈體壓心之間的距離對(duì)彈道修正有重要影響[5]。為了了解全彈道上彈箭的角運(yùn)動(dòng)特性,通常對(duì)彈道上的某一段進(jìn)行考察分析,跨音速區(qū)一般作為所選取的特殊點(diǎn)之一[6]。因此,加榴炮二維彈道修正殺爆彈跨音速的氣動(dòng)特性對(duì)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)有重要影響。

為了在限定條件下使所設(shè)計(jì)的氣動(dòng)外形具有最好的氣動(dòng)特性,氣動(dòng)外形幾何參數(shù)和氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)之間需要多次反復(fù)計(jì)算[7]。針對(duì)固定鴨舵二維彈道修正彈氣動(dòng)布局的氣動(dòng)特性國(guó)內(nèi)已開(kāi)展了相關(guān)研究[8-11]。文獻(xiàn)[12]采用數(shù)值計(jì)算的方法,研究了二維彈道修正彈氣動(dòng)力系數(shù)隨舵偏角的變化規(guī)律。文獻(xiàn)[13]采用耦合求解技術(shù)研究鴨舵對(duì)修正彈氣動(dòng)參數(shù)的影響。文獻(xiàn)[14]用半經(jīng)驗(yàn)方法和數(shù)值計(jì)算研究了二維彈道修正彈不同鴨舵外形對(duì)阻力系數(shù)的影響。文獻(xiàn)[15]基于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)提出了雙旋模型二維彈道修正彈氣動(dòng)力工程計(jì)算模型。文獻(xiàn)[16—17]分別研究了翼型外形幾何參數(shù)及安裝位置對(duì)二維彈道修正迫彈穩(wěn)定儲(chǔ)備量的影響及彈體氣動(dòng)特性對(duì)迫彈修正能力的影響。文獻(xiàn)[18]研究了舵偏角對(duì)二維彈道修正火箭彈氣動(dòng)性能的影響。文獻(xiàn)[19]研究了覆蓋亞音速、跨音速、超音速及高超音速跨速域條件下近距耦合翼的氣動(dòng)干擾特性,獲取亞音速及跨音速下前翼產(chǎn)生的后脫渦對(duì)尾翼升阻力系數(shù)的影響。文獻(xiàn)[20]通過(guò)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究了鴨式布局導(dǎo)彈自由旋轉(zhuǎn)尾翼下的氣動(dòng)特性及其對(duì)射程與橫偏的影響。

以上研究工作可分為兩方面：一,氣動(dòng)外形不變,彈體繞流流場(chǎng)及氣動(dòng)力系數(shù)隨不同工況的變化規(guī)律;二,氣動(dòng)外形變化,包括舵面位置變化和舵偏角變化的條件下對(duì)氣動(dòng)性能的影響。可以看出,上述這些研究主要是在翼面氣動(dòng)外形固定不變或者只改變翼面安裝位置及舵偏角的條件下取得的重要研究成果,對(duì)單獨(dú)氣動(dòng)部件尺寸外形變化,特別是翼展這一單一因素變化對(duì)氣動(dòng)的影響研究較少。與上述文獻(xiàn)中包括迫彈在內(nèi)的低旋尾翼彈的二維彈道修正引信翼面設(shè)計(jì)要求不同,加榴炮二維彈道修正引信翼面在滿(mǎn)足彈道修正能力的同時(shí)不能破壞原有制式彈的高速旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定方式,因此需要將引信的滾轉(zhuǎn)和彈體的滾轉(zhuǎn)進(jìn)行隔離,形成雙旋環(huán)境,滿(mǎn)足新氣動(dòng)外形彈體的飛行穩(wěn)定。由于導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面直接影響二維彈道修正引信的滾轉(zhuǎn)角度和角速度的控制,作為翼面設(shè)計(jì)中的重要參數(shù)之一,導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展是首先需要確定的。翼展決定了展弦比,在弦長(zhǎng)不變的條件下,變化翼展更易于在控制鉸鏈力矩不發(fā)生大的波動(dòng)的前提下調(diào)整引信的滾轉(zhuǎn)力矩,不致于引信的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)角控制散布偏大。同時(shí),二維彈道修正引信翼面位置受引信結(jié)構(gòu)內(nèi)部總體布局限制,安裝位置改變的范圍有限,因此,研究翼面安裝位置固定的前提下翼展變化對(duì)氣動(dòng)的影響有著重要的工程現(xiàn)實(shí)意義。

1 二維彈道修正殺爆彈氣動(dòng)布局

1.1 加榴炮二維彈道修正殺爆彈氣動(dòng)布局

加榴炮二維彈道修正殺爆彈由二維彈道修正引信和制式殺爆彈后體組合而成。二維彈道修正引信的兩對(duì)翼面呈“+”形布置,一對(duì)升力翼面偏轉(zhuǎn)角度相同,提供彈道修正時(shí)所需的升力;另一對(duì)導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面偏轉(zhuǎn)角度大小相同、方向相反,提供引信的滾轉(zhuǎn)力矩,用于控制修正力的方向。無(wú)控狀態(tài)下,引信相對(duì)后體自由旋轉(zhuǎn);彈道控制時(shí),引信滾轉(zhuǎn)角控制在某一角度上,相對(duì)大地靜止,產(chǎn)生所需方向上的修正力。

圖1 加榴炮二維彈道修正殺爆彈氣動(dòng)外形Fig.1 Aerodynamic shape of 2d ballistic modified howitzer killing bomb

1.2 “+”形氣動(dòng)布局在跨音速下的特點(diǎn)

全裝藥加榴炮二維彈道修正殺爆彈在全彈道大部分都是以超音速方式飛行,彈道下降段會(huì)降為跨音速,在減變裝藥下隨著初速的降低,彈道跨音速段會(huì)提前,跨音速飛行段在全彈道中的比例會(huì)增加。當(dāng)彈體以跨音速飛行時(shí),引信頭部翼面按照位置附近區(qū)域流場(chǎng)變化較大,存在激波和邊界層的相互干擾,引起流動(dòng)的分離和再附,導(dǎo)致氣動(dòng)參數(shù)產(chǎn)生較大變化。二維彈道修正殺爆彈不具有嚴(yán)格意義上的軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)外形,即使在理想的翼面安裝角下,升力翼面也會(huì)產(chǎn)生附加的干擾力矩,這部分附加干擾力矩會(huì)抵消一部分導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩本身產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩,對(duì)引信的滾轉(zhuǎn)控制帶來(lái)影響。同時(shí),修正彈整體升阻特性會(huì)因跨音速的阻力急劇上升而降低,并影響彈丸的飛行穩(wěn)定性及落點(diǎn)。因此,研究跨音速段的氣動(dòng)參數(shù)變化規(guī)律對(duì)加榴炮二維彈道修正殺爆彈飛控參數(shù)的設(shè)置和彈道計(jì)算有著重要意義。

2 流場(chǎng)數(shù)值模擬

2.1 數(shù)值模擬模型

保持升力翼面不變,僅改變導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面尺寸,建立了4種加榴炮二維彈道修正殺爆彈模型,建模時(shí)忽略制式彈彈體表面彈帶部分的凸起,采用數(shù)值模擬方法獲取了各個(gè)模型在不同工況下的氣動(dòng)參數(shù)。全流場(chǎng)區(qū)域采用混合網(wǎng)格劃分,對(duì)翼面和彈體部分分別進(jìn)行分區(qū)處理,流場(chǎng)區(qū)域?yàn)榱骟w結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,彈體部分區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,翼面附近進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化加密處理,網(wǎng)格總數(shù)526萬(wàn)。

圖2 彈體表面網(wǎng)格Fig.2 Surface mesh of projectile body

圖3 流場(chǎng)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)網(wǎng)格Fig.3 The mesh in flow field symmetric plane

2.2 翼面相關(guān)參數(shù)

模型中升力翼面及導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面尺寸見(jiàn)表1。升力翼面安裝角10°,導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面安裝角12°。不同導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面尺寸及其與引信頭部相對(duì)安裝位置見(jiàn)圖3。

表1 不同模型翼面尺寸Tab.1 Canard size in different model

圖4 4種不同模型Fig.4 Four different models

2.3 控制方程

三維積分形式的雷諾時(shí)均N-S方程為

(1)

式(1)中,V為任意控制體,W為守恒變量,F為無(wú)粘(對(duì)流)通矢量,W為粘性通量,?V為控制體的邊界,n為控制體邊界單位外法向矢量,Re為計(jì)算的雷諾數(shù)。采用Roe-FDS通量差分分裂二階迎風(fēng)格式離散,隱式LU-SGS格式迭代求解,湍流模型采用S-A湍流模型。

2.4 計(jì)算條件

計(jì)算采用標(biāo)準(zhǔn)氣象,壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件,來(lái)流壓力101 325 Pa,來(lái)流馬赫數(shù)分別為0.8、0.95、1.05、1.2,攻角分別為0°、±2°、±4°、±6°、±8°,彈體和引信無(wú)滾轉(zhuǎn)角及滾轉(zhuǎn)角速度。

2.5 數(shù)值模擬結(jié)果

對(duì)模型1、2、3、4都進(jìn)行了0°攻角下的計(jì)算,結(jié)果見(jiàn)圖5—圖8,依次為修正彈阻力系數(shù)Cd、升力系數(shù)Cl、俯仰力矩系數(shù)mz、引信滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx-yx及升力翼面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)mx-sl。對(duì)模型3,為了和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比,除了0°攻角外,還計(jì)算了其他攻角下的氣動(dòng)參數(shù),攻角范圍為-8°～+8°,間隔2°,共9個(gè)。

從圖5可以看出,不同翼展導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面下的彈體阻力系數(shù)曲線(xiàn)在跨音速段隨馬赫數(shù)變化的趨勢(shì)基本一致,符合文獻(xiàn)[6]中彈箭阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的特點(diǎn)。從0.8Ma開(kāi)始,由于翼面的局部區(qū)域已經(jīng)開(kāi)始出現(xiàn)激波,阻力系數(shù)開(kāi)始上升,隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)增加,在1.0Ma附近出現(xiàn)頭部激波后,阻力系數(shù)會(huì)急劇上升,1.2Ma時(shí)達(dá)到最大。從圖中也可以看出,模型2和模型3的阻力系數(shù)基本接近,介于模型1與模型4的阻力系數(shù)之間,模型1比模型3的阻力系數(shù)平均大4.1%。

圖6中的升力系數(shù)曲線(xiàn)表明,修正彈彈體的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化并不與導(dǎo)轉(zhuǎn)翼翼展呈線(xiàn)性關(guān)系。模型2與模型3的升力系數(shù)曲線(xiàn)變化規(guī)律一致,但模型1和4差別較大。比較4種模型的升力系數(shù)曲線(xiàn),馬赫數(shù)大于0.95,翼展106 mm對(duì)應(yīng)的模型3的彈體升力系數(shù)最優(yōu),當(dāng)翼展進(jìn)一步增加,達(dá)到112 mm時(shí),彈體升力系數(shù)出現(xiàn)下降。

從圖7可以看出,不同模型彈體的俯仰力矩系數(shù)在跨音速段變化劇烈,隨馬赫數(shù)的增加俯仰力矩系數(shù)先增加后減小再增加,并且存在正負(fù)號(hào)變號(hào)。由于俯仰力矩系數(shù)的計(jì)算是以彈頭為參考點(diǎn),負(fù)的俯仰力矩系數(shù)說(shuō)明彈體受到向下的升力,雖然升力翼面的安裝角度為正,產(chǎn)生的升力為正,但由于氣流的下洗,使得翼面后彈體的升力為負(fù),導(dǎo)致總的合力為負(fù),最終形成負(fù)的俯仰力矩。

圖5 不同模型彈體阻力系數(shù)Fig.5 Drag coefficients ofprojectile bodies of different models

圖6 不同模型彈體升力系數(shù)Fig.6 Lift coefficients of projectile bodies of different models

圖7 不同模型彈體俯仰力矩系數(shù)Fig.7 Pitch moment coefficients of projectile bodies of different models

圖8是不同模型引信的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線(xiàn)。引信的滾轉(zhuǎn)力矩主要由導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的氣動(dòng)決定。從模型1到模型3,隨著導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的尺寸和升力的增加,帶來(lái)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的增加。模型4的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)與其他模型不同,在0.8和0.95Ma下最大,在其他馬赫數(shù)下與模型2較為接近。對(duì)控制引信滾轉(zhuǎn)角度而言,翼展增加,一方面導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的升力會(huì)增加,另一方面,翼面的壓心會(huì)向翼展方向移動(dòng),這兩方面都會(huì)使導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的滾轉(zhuǎn)力矩加大,不利于引信的轉(zhuǎn)角控制精度。圖9為不同模型升力翼面產(chǎn)生的附加滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展加大,對(duì)升力翼面的流場(chǎng)產(chǎn)生影響,造成兩片升力翼面升力的復(fù)雜變化,形成多變的附加滾轉(zhuǎn)力矩,這個(gè)力矩與導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩方向始終相反。

圖10和圖11分別為不同模型下升力翼面的升力Lsl和壓心位置Xcpsl的變化情況。4個(gè)不同翼展的模型中,模型1和模型3的升力曲線(xiàn)接近,模型2與模型4的升力曲線(xiàn)接近。經(jīng)對(duì)比,除0.95Ma外,其余馬赫數(shù)下模型1、3的升力平均約為模型2、4升力的1.2倍。不同模型升力翼面的壓心位置隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律基本一致,隨著馬赫數(shù)的增加,壓心位置呈現(xiàn)先向翼面前緣移動(dòng),接著移向后緣,最后又向前緣移動(dòng)的鋸齒狀曲線(xiàn)。4個(gè)模型中,模型3在1.2Ma的壓心位置離彈頭最近,并且比0.8Ma的壓心位置還要靠前。其余模型1.2Ma的壓心位置與1.05Ma下的壓心位置較為接近,但比0.8Ma下的壓心位置更靠近后緣。

圖8 不同模型引信滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.8 Roll moment coefficients of fuze of different models

圖9 不同模型升力翼面附加滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.9 Additional roll moment coefficients of lift wings of different models

圖10 不同模型升力翼面升力Fig.10 Lift of lift wings of different models

圖11 不同模型升力翼面壓心系數(shù)Fig.11 Center of pressure coefficients of lift wings of different models

圖12和圖13分別為不同模型下導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面自身的升力Fdz和壓心Xcpdz隨馬赫數(shù)的變化情況。4個(gè)模型中,模型3的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面在大于0.95Ma下的升力比其他模型都大,模型4的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面升力在大于0.95Ma下僅有模型3升力的80%,與模型2的升力基本接近。從導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的壓心變化情況來(lái)看,模型4的變化范圍最小,馬赫數(shù)對(duì)壓心位置影響不大。在4個(gè)模型中,模型1和模型3,導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的壓心隨馬赫數(shù)的增加單調(diào)后移,兩者后移量在3 mm以?xún)?nèi)。模型2和模型4,在0.95Ma以后,導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的壓心略有前移,量值很小。

圖12 不同模型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面升力Fig.12 Lift of roll wings of different models

圖13 不同模型導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面壓心系數(shù)Fig.13 Center of pressure coefficients of rollwings of different models

數(shù)值模擬流場(chǎng)區(qū)域縱向?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi)的壓力分布圖見(jiàn)圖14。來(lái)流為1.2Ma,攻角0°時(shí)彈體頭部引信位置產(chǎn)生脫體激波,緊接著在翼面位置處,超音速氣流受前緣角度方向的影響形成一道附體激波,隨后氣流流經(jīng)彈身和船尾,出現(xiàn)對(duì)應(yīng)的膨脹波和流動(dòng)再附。觀(guān)察整個(gè)對(duì)稱(chēng)面流場(chǎng),彈體最大直徑后,壓力分布基本上下對(duì)稱(chēng);彈體最大直徑前,由于升力翼面和導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的存在,氣動(dòng)外形關(guān)于彈軸并不上下對(duì)稱(chēng),彈體上下流場(chǎng)區(qū)域的壓力分布圖存在細(xì)微差別。

圖14 流場(chǎng)縱向?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi)壓力分布圖Fig.14 Pressure distribution in the longitudinal symmetrical plane of the flow field

3 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

為了驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性,選取模型3進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)并獲取了相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)。為了方便以后驗(yàn)證不同翼面下彈體的氣動(dòng)參數(shù),翼面和對(duì)應(yīng)的測(cè)力天平分開(kāi)加工,彼此之間采用固定銷(xiāo)連結(jié),方便以后對(duì)不同翼面進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)僅更換翼面而無(wú)需改動(dòng)天平。圖15為風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)選取的馬赫數(shù)為0.8、0.95、1.05、1.2,共4個(gè),攻角分別為0°、±2°、±4°、±6°、±8°,共9個(gè)。

圖15 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.15 Wind tunnel experiment model

3.2 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果及與計(jì)算結(jié)果對(duì)比

圖16為彈體阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。彈體阻力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加增加,但與1.05Ma相比,1.2Ma下阻力系數(shù)的變化不大。當(dāng)前這種氣動(dòng)布局,由于兩片導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的安裝角度大小相等,方向相反,同時(shí)一對(duì)升力翼面存在安裝角,彈體并不是完全的軸對(duì)稱(chēng)外形,所以彈體的阻力系數(shù)關(guān)于攻角并不對(duì)稱(chēng)。正攻角時(shí)翼面產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力大于負(fù)攻角下的誘導(dǎo)阻力,使整個(gè)彈體正攻角下的阻力系數(shù)要稍大于負(fù)攻角下的阻力系數(shù)。

圖16 彈體阻力系數(shù)計(jì)算與實(shí)驗(yàn)對(duì)比Fig.16 Comparison between calculation and experiment of drag coefficient of projectile body

圖17為彈體的升力系數(shù)曲線(xiàn)的計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。可以看出,同一馬赫數(shù)下,隨著攻角的增加,彈體升力系數(shù)也相應(yīng)增加,但隨著馬赫數(shù)的增加,彈體的升力系數(shù)斜率減小,0.95Ma下彈體升力系數(shù)斜率最小。0°攻角時(shí),由于升力翼面存在正的安裝角,修正彈彈體也會(huì)產(chǎn)生升力,彈體升力系數(shù)隨著攻角的增大而增大,在全攻角范圍內(nèi)相對(duì)誤差平均在5%左右。

圖18為彈體的俯仰力矩系數(shù)曲線(xiàn)對(duì)比,與其他馬赫數(shù)下的俯仰力矩系數(shù)曲線(xiàn)相比,0.95Ma下彈體俯仰力矩系數(shù)曲線(xiàn)隨攻角的變化較為平緩。

圖17 彈體升力系數(shù)計(jì)算與實(shí)驗(yàn)對(duì)比Fig.17 Comparison between calculation and experiment of lift coefficient of projectile body

圖18 彈體俯仰力矩系數(shù)計(jì)算與實(shí)驗(yàn)對(duì)比Fig.18 Comparison between calculation and experiment of pitch moment coefficient of projectile body

4 結(jié)果分析

4.1 不同導(dǎo)轉(zhuǎn)翼在跨音速對(duì)導(dǎo)轉(zhuǎn)翼自身氣動(dòng)的影響

從導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的升力變化情況來(lái)看,從模型1到模型3,隨著導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展的增加,相同馬赫數(shù)下翼面的升力增加。但翼展增加到112 mm后,在0.95Ma,模型4的升力小于翼展106 mm對(duì)應(yīng)的模型3的升力,說(shuō)明導(dǎo)轉(zhuǎn)翼翼展的增加并不一定能帶來(lái)導(dǎo)轉(zhuǎn)翼升力的增加,原因在于翼展增加后,翼梢的氣流分離對(duì)整個(gè)翼面區(qū)域的影響范圍比小翼展分離影響的范圍大。大的分離區(qū)加強(qiáng)了上下表面氣流的摻混,導(dǎo)致翼面升力及引信滾轉(zhuǎn)力矩下降。在所研究的4個(gè)模型中,模型1和3的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面弦向壓心隨馬赫數(shù)呈單調(diào)變化,模型2和4弦向壓心的變化較小。壓心的位置及變化與壓力分布有關(guān),變化較小表明氣流在流經(jīng)不同模型時(shí),整體的流動(dòng)狀態(tài)比較穩(wěn)定,逆壓梯度和黏性引起的流動(dòng)分離局限在一定區(qū)域內(nèi),沒(méi)有大幅度的波動(dòng)。這種情況更易于鉸鏈力矩的設(shè)計(jì)和控制。

4.2 不同導(dǎo)轉(zhuǎn)翼在跨音速對(duì)升力翼面氣動(dòng)的影響

4個(gè)不同翼展的模型中,模型1和3的升力翼面升力曲線(xiàn)基本接近,同一馬赫數(shù)下大于模型2和4的升力。由于兩對(duì)翼面呈“+”形布置,雖然導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面與升力翼面的升力方向不在同一方向,但由于導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面和升力翼面安裝位置離很近,并且升力翼面及導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面都存在安裝角,在跨音速下,翼展的變化對(duì)導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面和升力翼面之間的氣流通道更容易造成影響,導(dǎo)致升力翼面的氣動(dòng)參數(shù)相應(yīng)發(fā)生改變。不同馬赫數(shù)下升力翼面壓心的變化基本一致,模型1的壓心比起其他模型在全馬赫數(shù)范圍內(nèi)更加靠后,模型3在1.2Ma沿弦向向后移動(dòng)約1 cm,可能是在1.2Ma時(shí),氣流在經(jīng)過(guò)升力翼面時(shí),推遲了氣流的分離。

4.3 不同導(dǎo)轉(zhuǎn)翼在跨音速對(duì)彈體氣動(dòng)的影響

導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的平面在彈體縱向?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi),導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的升力與彈體的升力方向垂直,因此導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對(duì)彈體的升力沒(méi)有直接貢獻(xiàn)。彈體升力因?qū)мD(zhuǎn)翼面翼展的變化而變化,主要原因在于導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展對(duì)升力翼面升力影響的同時(shí),對(duì)繞流升力翼面的流場(chǎng)產(chǎn)生了影響,使相同的升力翼面因?qū)мD(zhuǎn)翼面的不同翼展造成了流經(jīng)翼面后彈體不同下洗,最終產(chǎn)生了不同的升力。彈體跨音速會(huì)產(chǎn)生局部激波,形成波阻。彈體阻力系數(shù)中包含翼面的阻力系數(shù),隨著導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展的增加,展弦比增加,波阻增加,但彈體的阻力系數(shù)沒(méi)有增加,原因在于不同翼展導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對(duì)氣流的阻滯不同,4個(gè)模型中,最小和最大導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展對(duì)應(yīng)的彈體阻力系數(shù)大小剛好相反,說(shuō)明翼面后彈身處于阻滯程度與翼展有關(guān),動(dòng)壓下降不同,阻力系數(shù)各異。

5 結(jié)論

本文采用有限體積法,基于Spallart-Allmaras湍流模型數(shù)值模擬了跨音速下加榴炮二維彈道修正彈的流場(chǎng),獲取了在現(xiàn)有氣動(dòng)布局下,保持其他尺寸不變,僅改變導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展對(duì)翼面和彈體氣動(dòng)的影響。結(jié)合翼面的布局位置及安裝角度,對(duì)造成影響的原因進(jìn)行分析,主要結(jié)論如下：

1) 加榴炮二維彈道修正殺爆彈導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面翼展的單調(diào)變化并不能引起翼面和彈體氣動(dòng)參數(shù)的相應(yīng)變化。導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的設(shè)計(jì)過(guò)程中要獲取臨界翼展,超過(guò)臨界翼展,氣動(dòng)性能會(huì)降低。

2) 在跨音速區(qū),針對(duì)當(dāng)前氣動(dòng)布局,需要重點(diǎn)關(guān)注0.95Ma。計(jì)算結(jié)果表明多個(gè)氣動(dòng)參數(shù)變化趨勢(shì)在該點(diǎn)發(fā)生顯著變化。因此應(yīng)該在0.95Ma附近多選取幾個(gè)馬赫數(shù)進(jìn)行計(jì)算,以便獲取更準(zhǔn)確的氣動(dòng)參數(shù)變化規(guī)律。