摘 要：針對采用折疊舵的機載導(dǎo)彈發(fā)射后，舵面從折疊到展開過程中不同展開角下外翼面的氣動特性特別是折疊軸扭矩進行研究。主要分析了展開角、來流馬赫數(shù)、側(cè)滑角對外翼面氣動力的影響。研究發(fā)現(xiàn)，隨著展開角的增加，外翼面氣動力以及折疊軸扭矩均有不同程度增加；馬赫數(shù)對外翼面的力及扭矩影響不大；隨著側(cè)滑角增加，外翼面受力及扭矩逐漸增加，增量與展開角有直接關(guān)系。

關(guān)鍵詞：機載導(dǎo)彈；折疊舵；氣動特性；展開角；法向力；扭矩；天平

中圖分類號：TJ760.11；V211.7文獻標(biāo)識碼：A文章編號：1673-5048（2013）05-0003-04

ExperimentalStudyonAerodynamicsofAirborne MissileFoldingRudder

QINYongming，CAIChenfang，DONGJingang

（ChinaAcademyofAerospaceAerodynamics，Beijing100074，China）

Abstract：Theaerodynamicsofouterwingespeciallyfortwistmomentindifferentunfoldinganglesis studiedafterthelaunchofairbornemissilewithfoldingrudder.Theeffectsofunfoldingangle，Mach numbersandslidingangleonaerodynamicforceofouterwingareanalyzed.Theresultsshowthat，aerodynamicforceandtwistmomentarebothincreasedindifferentdegreeswiththeincreasingoftheunfolding angle，whiletheeffectofMachnumberonthebothisnotobvious，theaerodynamicforceandtwistmomentarebothincreasedwiththeincreasingofslidingangle，andtheincrementisdirectlyrelatetotheunfoldingangle.

Keywords：airbornemissile；foldingwing；aerodynamics；unfoldingangle；normalforce；twistmoment；balance

0 引 言

為了滿足現(xiàn)代軍事作戰(zhàn)對隱身性能、機動性能以及發(fā)射平臺適應(yīng)性的要求，折疊舵導(dǎo)彈逐漸成為一種新的設(shè)計趨勢[1]。發(fā)射前，舵處于折疊狀態(tài)，發(fā)射后在展開力的作用下，折疊舵自動展開復(fù)位到設(shè)計要求的狀態(tài)[2]。采用折疊舵還具有縮小儲運空間、便于運輸?shù)葍?yōu)點。折疊舵能否順利展

收稿日期：2013-05-16

作者簡介：秦永明（1976-），男，河北獻縣人，高級工程師，研究方向是試驗空氣動力學(xué)。

開，是導(dǎo)彈飛行成敗的決定因素，而外翼面的氣動力特性又直接影響了折疊舵的順利展開。所以有必要對折疊舵展開過程中的氣動特性進行研究[3]。

折疊舵的展開過程是一個動態(tài)過程[4-5]。目前

要進行動態(tài)測力在技術(shù)上有一定困難。但可以固定一個展開角度作為一個測力點，來測量外翼上的氣動力，進行靜態(tài)測量。將全程折疊角均分為若干個測量點，把測量點的力和力矩光滑連接起來，就能得到展開全過程作用在外翼面上的氣動力的變化，進而可求出氣動阻尼力矩所消耗的能量，為設(shè)計展開機構(gòu)提供依據(jù)。

本文通過風(fēng)洞試驗，研究了某外形機載發(fā)射導(dǎo)彈多個展開角下外翼面靜態(tài)氣動特性，為折疊舵導(dǎo)彈設(shè)計提供依據(jù)。

1 風(fēng)洞試驗條件與坐標(biāo)定義

圖1給出展開角以及舵面坐標(biāo)系的定義。折疊舵處于完全折疊狀態(tài)時，展開角δ=135°，發(fā)射之后，折疊舵逐漸恢復(fù)至δ=0°狀態(tài)；天平安裝在舵的轉(zhuǎn)軸位置；模型滾轉(zhuǎn)角為0°。本文主要研究三分量天平測量的背風(fēng)面折疊舵氣動特性。

2 試驗設(shè)備與模型

2.1 風(fēng)洞

本試驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究的FD-12風(fēng)洞進行，F(xiàn)D-12風(fēng)洞為暫沖式亞跨超三聲速風(fēng)洞，試驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m，馬赫數(shù)范圍0.3～4.0，超聲速試驗段的長度為2.4m，亞跨聲速試驗段長度為3.8m，亞跨聲速試驗通過控制前室總壓來獲得不同馬赫數(shù)，上下壁為直孔開孔壁板，開閉比為23.7%。

2.2 天平設(shè)備

根據(jù)所需測量載荷分量數(shù)、精度要求及舵面結(jié)構(gòu)等因素，為了對比天平測量效果，分別采用兩種結(jié)構(gòu)形式的應(yīng)變天平———單分量天平和三分量天平進行對比測量。

單分量天平只能測量折疊舵外翼面繞折疊軸的力矩，如圖2所示。天平的敏感元件前后都用軸承支撐在內(nèi)翼上，與折疊軸同軸，因此只有滾轉(zhuǎn)自由度，測量端與折疊舵固定，固定端與變角器配合實現(xiàn)展開角變化。由于舵面承受的載荷除繞折疊軸的力矩外都由軸承分擔(dān)，天平敏感元剛度可以非常低，大大提高力矩測量靈敏度，提高了測量精度。同時，由于僅測量滾轉(zhuǎn)力矩，不用在折疊舵與舵機之間留縫隙，能夠更真實地模擬舵面結(jié)構(gòu)。

三分量天平能夠測量外翼面法向力、力矩和繞折疊軸力矩，本文給出的數(shù)據(jù)均為無量綱化后的力系數(shù)，分別定義為外翼面法向力系數(shù)CN，力矩系數(shù)Mz，繞折疊軸力矩系數(shù)Mx，如圖3所示。天平安裝在折疊軸內(nèi)，測量端與折疊舵外翼面連接，固定端與內(nèi)翼連接，并配合變角器實現(xiàn)折疊角變化。這種天平除了能夠獲得折疊力矩隨展開角變化的規(guī)律外，還可獲得外翼面法向力及弦向壓心等隨折疊角變化的規(guī)律，但為了防止外翼面與內(nèi)翼接觸影響測量，外翼面與內(nèi)翼間必須保證一定間隙，間隙太大會對外翼面氣動特性有一定影響。

在同一試驗中，將兩種天平分別用于對稱模型的上下尾舵折疊力矩測量，其中三分量天平安裝在上尾舵，單分量天平安裝于下尾舵（見圖1）。天平測量結(jié)果是扭矩，圖中給出結(jié)果為無量綱的扭矩系數(shù)，75°up和90°up兩條曲線代表三分量天平測量結(jié)果，75°down和90°down兩條曲線代表單分量天平測量結(jié)果。對比結(jié)果示于圖4。由圖4可以看出，在對稱攻角下的扭矩吻合很好，說明三分量天平能夠獲得精度足夠的折疊力矩，且縫隙對折疊力矩影響很小。因此，為了獲得更多外翼面氣動特性隨展開角的變化規(guī)律，在實際應(yīng)用中，三分量天平被更多地使用。

2.3 試驗?zāi)Ｐ?/p>

試驗?zāi)Ｐ筒捎媚硻C載折疊舵導(dǎo)彈模型（如圖5所示），在其折疊軸內(nèi)安裝天平測量折疊舵氣動力。

圖4 兩種天平力矩測量結(jié)果對比

該類導(dǎo)彈大多采用細長體布局，長細比較大。為了減小模型、支桿變形對模型姿態(tài)角影響，盡可能提高模型剛度，為了放置天平和提高測量精度，盡可能增大舵面大小，在不影響舵面繞流情況下，對原模型等直段長度進行了截短。該模擬方法在細長體導(dǎo)彈鉸鏈力矩試驗中廣泛采用。

3 試驗結(jié)果與分析

本文把折疊舵展開過程分成多個展開角進行靜態(tài)風(fēng)洞試驗研究，研究了外翼面氣動特性隨展開角、馬赫數(shù)以及側(cè)滑角的變化規(guī)律。

3.1 完全折疊狀態(tài)下外翼面扭矩特性分析

為了給舵面偏轉(zhuǎn)過程的力及力矩控制提供基準(zhǔn)參考數(shù)據(jù)，首先對舵面處于完全折疊狀態(tài)（δ=135°，φ=0°，β=0°）的模型進行扭矩研究。固定該狀態(tài)，對模型進行不同馬赫數(shù)下的吹風(fēng)試驗，得到不同攻角時的扭矩系數(shù)，如圖6所示。

從圖6可以看出，隨著馬赫數(shù)逐漸增大，相同攻角下舵面的扭矩系數(shù)逐漸減??；馬赫數(shù)相同時，隨著攻角增加，舵面的扭矩系數(shù)逐漸減小。

3.2 展開角對外翼面氣動特性的影響

在3.1節(jié)的研究基礎(chǔ)上，對相同馬赫數(shù)下（Ma=0.7），不同展開角對外翼面氣動特性的影響進行了研究，模型基本狀態(tài)為φ=0°，β=0°。試驗過程中改變舵面的展開角，分別在Ma=0.7條件下改變攻角進行吹風(fēng)，得到法向力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律如圖7所示。

圖7（a）中，隨著展開角增加，外翼面所受的法向力系數(shù)CN逐漸增大，圖7（b）中，隨著展開角增

圖7 Ma=0.7時，不同展開角對外翼面氣動特性的影響

3.3 馬赫數(shù)對外翼面氣動特性的影響

圖8為不同馬赫數(shù)對外翼面氣動特性的影響曲線，模型狀態(tài)為φ=0°，δ=60°和90°，β=0°。針對這兩種狀態(tài)，分別在不同馬赫數(shù)下改變攻角進行吹風(fēng)，最終得到氣動力系數(shù)的變化規(guī)律見圖8。

從圖8可以看出，對展開角60°模型來說，隨馬赫數(shù)增加，負(fù)攻角下的法向力系數(shù)逐漸增加，正攻角下差別逐漸減小，Ma=0.8時，外翼面受力最大；δ=90°時，模型受力隨馬赫數(shù)的改變不明顯，Ma=0.8時，受力最小。舵面所受的扭矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的改變與法向力系數(shù)特性基本一致。

圖8 不同馬赫數(shù)對外翼面氣動特性影響

3.4 不同側(cè)滑角對外翼面氣動特性的影響

基于3.3節(jié)的結(jié)果，馬赫數(shù)對模型受力影響不大，本節(jié)僅研究Ma=0.7，φ=0°時的狀態(tài)，以展開角δ=60°和δ=90°的模型為例，研究外翼面氣動特性與側(cè)滑角之間的關(guān)系，結(jié)果見圖9。

圖中，相同展開角下，隨著側(cè)滑角增加，模型所受的力和力矩逐漸增加；而在側(cè)滑角相同的情況下，模型所受的力與力矩還與展開角有關(guān)。β=0°時，展開角大的模型受力大，β=-2°時，兩個模型受力差別不大，β=-4°時，展開角小的模型受力大。造成上述結(jié)果主要是因為側(cè)滑角與展開角耦合造成舵的迎風(fēng)面積減小。此外，模型所受的扭矩與力的變化成一致性。

4 結(jié) 論

本試驗研制的小型三分量天平可以用于折疊

圖9 側(cè)滑角對模型受力的影響

舵外翼面氣動力的測量。模型處于完全折疊狀態(tài)時，隨著馬赫數(shù)增加，相同攻角下的外翼面扭矩系數(shù)逐漸減小；馬赫數(shù)相同時，隨著攻角增加，外翼面的扭矩系數(shù)逐漸減小。舵面從折疊到打開的過程中，隨著展開角減小，外翼面所受的法向力逐漸減小，扭矩逐漸減小。隨著側(cè)滑角的增加，舵面所受的力及力矩逐漸增加，增量與模型的展開角有直接關(guān)系。

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