史曉軍＊，李永紅2，劉大偉2，暢利俠楊可

1．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000 2．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000

旋成體導(dǎo)彈小展弦比舵面大偏度對(duì)稱狀態(tài)下非對(duì)稱流動(dòng)機(jī)理

史曉軍1，＊，李永紅1，2，劉大偉1，2，暢利俠1，楊可1

1．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000 2．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000

針對(duì)跨聲速條件下，小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成體導(dǎo)彈在小迎角、零側(cè)滑、大舵偏對(duì)稱狀態(tài)下呈現(xiàn)出的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象，本文首次對(duì)其進(jìn)行了分析研究。首先，通過一系列測(cè)力試驗(yàn)、表面油流試驗(yàn)及粒子圖像測(cè)速（PIV）試驗(yàn)對(duì)該非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象進(jìn)行了精準(zhǔn)捕捉，并對(duì)其產(chǎn)生的原因進(jìn)行了分析。然后，基于已獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及流場(chǎng)觀測(cè)結(jié)果，借助數(shù)值模擬方法對(duì)所述非對(duì)稱流動(dòng)的細(xì)節(jié)、拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)、空間形態(tài)及舵面壓力分布等問題做了深入研究，并進(jìn)行了詳細(xì)討論。結(jié)果表明：旋成體導(dǎo)彈小展弦比舵面大偏度對(duì)稱偏轉(zhuǎn)時(shí)，舵面前緣產(chǎn)生的翼尖渦會(huì)因舵面相距較近而相互干擾，促使翼尖渦沿流向非對(duì)稱發(fā)展，使得舵面壓力分布不均，最終導(dǎo)致非對(duì)稱流動(dòng)和較大橫向量的產(chǎn)生，影響導(dǎo)彈的氣動(dòng)性能。

小迎角；大舵偏；前緣渦；渦破裂；非對(duì)稱流動(dòng)；旋成體導(dǎo)彈

國(guó)內(nèi)外研究者針對(duì)細(xì)長(zhǎng)旋成體導(dǎo)彈在大迎角、零側(cè)滑角狀態(tài)下的非對(duì)稱流動(dòng)及非對(duì)稱氣動(dòng)力現(xiàn)象已開展了數(shù)十年的大量研究工作，對(duì)其流動(dòng)認(rèn)識(shí)也在逐步深入［1－8］。在此基礎(chǔ)上圍繞抑制、消除側(cè)向力及滾轉(zhuǎn)力矩所開展的工作，對(duì)改善和提升飛行器在大迎角時(shí)的飛行性能及品質(zhì)，具有很好的理論指導(dǎo)意義和工程應(yīng)用價(jià)值［9－21］。

前期進(jìn)行的旋成體導(dǎo)彈帶“×”型布局小展弦比截尖三角翼尾舵的風(fēng)洞試驗(yàn)中，出現(xiàn)了另一種非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象，即：小迎角、零側(cè)滑、跨聲速來流條件下，當(dāng)尾舵俯仰舵偏角δz＝30°時(shí)，全彈出現(xiàn)了較大的側(cè)向力及滾轉(zhuǎn)力矩。對(duì)于跨聲速條件下，旋成體導(dǎo)彈因舵面對(duì)稱偏轉(zhuǎn)較大角度而在小迎角、零側(cè)滑狀態(tài)下產(chǎn)生非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象的研究，目前尚未見諸文獻(xiàn)。一方面，跨聲速范圍內(nèi)飛行的導(dǎo)彈多采用大展弦比尾舵；另一方面，舵偏角度多控制在20°范圍內(nèi)（舵偏角較大時(shí)，舵面會(huì)因失速而使舵效降低）。因此，跨聲速條件下，小展弦比尾舵大偏度的試驗(yàn)或數(shù)值模擬研究相對(duì)較少，對(duì)此種情況下出現(xiàn)的流動(dòng)現(xiàn)象和流動(dòng)機(jī)理的認(rèn)識(shí)也不夠深刻。隨著截尖三角翼尾舵布局形式在彈箭制導(dǎo)兵器中的廣泛使用，探究此布局形式下的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象及形成機(jī)理，具有十分現(xiàn)實(shí)的意義。

針對(duì)上述現(xiàn)象，首先通過一系列測(cè)力試驗(yàn)、表面油流試驗(yàn)及粒子圖像測(cè)速（Particle Image Velocimetry，PIV）技術(shù)，對(duì)該非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象進(jìn)行了精準(zhǔn)捕捉和立體呈現(xiàn)，對(duì)形成非對(duì)稱流動(dòng)的原因進(jìn)行了分析；然后，基于已獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及流場(chǎng)觀測(cè)結(jié)果，借助對(duì)分離渦有較好捕捉特性的脫體渦模擬（Dettached Eddy Simulation，DES）方法，對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)的流動(dòng)細(xì)節(jié)、流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和空間形態(tài)以及舵面壓力分布等問題進(jìn)行了探討。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)

風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)及流動(dòng)顯示技術(shù)是目前研究飛行器氣動(dòng)特性及其流動(dòng)現(xiàn)象成熟且可靠的手段。通過對(duì)測(cè)力試驗(yàn)所得氣動(dòng)力數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，可從宏觀上對(duì)飛行器受力及流動(dòng)情況予以掌握；流動(dòng)顯示技術(shù)則是從微觀上將流動(dòng)形態(tài)、流動(dòng)結(jié)構(gòu)以可視化的形式展示出來。

1．1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

圖1為研究模型示意圖，表1為基本幾何參數(shù)。四片尾舵呈“×”型布局安裝于彈體尾部。圖2為俯仰舵偏角δz＝30°時(shí)，四片尾舵的偏轉(zhuǎn)形式。

由圖1和圖2可見，相對(duì)于來流，四片尾舵進(jìn)行俯仰偏轉(zhuǎn)后，其相對(duì)位置有明顯差異。安裝于彈身軸線上方的兩片尾舵呈擴(kuò)張形式的“開口”布局，如圖2（a）所示；位于彈身軸線下方的兩片尾舵呈收縮形式的“閉口”布局，如圖2（b）所示。這一偏轉(zhuǎn)形式下，全彈布局相對(duì)縱向?qū)ΨQ面對(duì)稱。

圖1 模型基本外形Fig．1 Basic shape of model

表1 模型基本幾何參數(shù)Table 1 Basic geometry parameters of model

圖2 δz＝30°尾舵偏轉(zhuǎn)示意圖Fig．2 Schematic of rudder deflection（δz＝30°）

1．2 試驗(yàn)設(shè)備及方法

本項(xiàng)試驗(yàn)研究在0．6m×0．6m半回流、暫沖式跨超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)均達(dá)到相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求。

1）測(cè)力試驗(yàn)

內(nèi)式六分量應(yīng)變天平用于測(cè)量作用于模型上的氣動(dòng)力及力矩，表2給出了試驗(yàn)所用天平的載荷及校準(zhǔn)數(shù)據(jù)，X、Y和Z分別為天平軸向力、法向力和橫向力單元，MX、MY和MZ分別為天平滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩單元。本項(xiàng)試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma＝0．4～1．2，迎角α＝－4°～12°、側(cè)滑角β＝0°，俯仰舵偏角δz＝0°、10°、20°、30°。

表2 應(yīng)變天平載荷及校準(zhǔn)結(jié)果Table 2 Calibration results for strain load balance

2）表面油流試驗(yàn)

表面油流試驗(yàn)是一種研究物體表面流動(dòng)、揭示邊界層分離及其旋渦結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)技術(shù)。通過將具有一定黏度的油劑與示蹤粒子均勻混合體噴涂于模型表面，在繞模型氣流的剪切力作用下，涂料會(huì)在模型表面形成油流圖譜。通過對(duì)油流方向、油膜厚薄變化及圖譜分析，可以了解、判讀繞流流經(jīng)物面的流動(dòng)形態(tài)和特征，為解釋試驗(yàn)數(shù)據(jù)或了解流動(dòng)現(xiàn)象提供依據(jù)。本期油流試驗(yàn)選用二氧化鈦粉末作為示蹤粒子，油劑選用200mPa·s低黏度硅油。

3）PIV試驗(yàn)

PIV是一種光學(xué)非接觸流場(chǎng)測(cè)試技術(shù)。它將定性的流動(dòng)顯示和定量的速度場(chǎng)測(cè)量集于一身，使流場(chǎng)信息可視化，為了解復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象或建立數(shù)學(xué)模型提供可視化的技術(shù)支撐。本期PIV試驗(yàn)來流及模型條件為：Ma＝0．4～1．0、α＝β＝0°、δz＝30°，兩臺(tái)相機(jī)布置于試驗(yàn)段左右兩側(cè)駐室內(nèi)，測(cè)試截面位于模型底部后方0．1d處。圖3所示彈底部矩形區(qū)域即為本期PIV試驗(yàn)測(cè)試區(qū)。

圖3 PIV試驗(yàn)測(cè)試區(qū)Fig．3 PIV test region

2 數(shù)值模擬方法與驗(yàn)證

2．1 計(jì)算方法

數(shù)值模擬方法采用對(duì)分離渦有較好捕捉特性的脫體渦數(shù)值模擬方法，湍流模型采用Menter剪切應(yīng)力輸運(yùn)（SST）k－ω兩方程模型，控制方程為

式中：ρ為氣體密度；k為湍流脈動(dòng)動(dòng)能；t為時(shí)間；ui和xi為速度和位置坐標(biāo)分量；Pk和Pω為湍流生成頂；黏性系數(shù)μl＝minlk－ω＝k1／2／βkω 為湍流尺度參數(shù)，ω＝ε／k，ε為湍流脈 動(dòng) 動(dòng) 能 耗 散 率；σk＝1／0．85；σω2 ＝0．856；Cω＝0．09，βω＝ 0．075，βk＝ 0．09；F1＝

DES方法中，lk－ω由 min（lk－ω，CDESΔ）代替，Δ＝（Δx，Δy，Δz）為網(wǎng)格單元的最大邊長(zhǎng)，常數(shù)CDES＝0．65。在靠近物面的邊界層中，lk－ω≤Δ，該模型充當(dāng)SSTk－ω湍流模型；當(dāng)遠(yuǎn)離物面lk－ω＞CDES時(shí)，該模型充當(dāng)大渦模擬中的亞格子雷諾應(yīng)力模型［22］。

計(jì)算網(wǎng)格采用分塊對(duì)接生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在流動(dòng)復(fù)雜區(qū)域進(jìn)行加密。全彈網(wǎng)格量約為450萬，近壁面網(wǎng)格y＋≈1。網(wǎng)格及拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig．4 Schematic of computational grids

2．2 算例驗(yàn)證

為驗(yàn)證所采用數(shù)值模擬方法及網(wǎng)格劃分的有效性，在α＝β＝0°、Ma＝0．4～1．2條件下，將全彈橫向量（側(cè)向力系數(shù)CN及滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl）數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，如圖5所示。

圖5 數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig．5 Comparison of numerical simulation results with test data

由圖可見，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相一致，表明所采用的模擬方法及計(jì)算網(wǎng)格能夠準(zhǔn)確捕捉所研究的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象。

3 結(jié)果與分析

3．1 風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)

回顧圖1和圖2所述的模型布局可知，在迎角α＝0°、4個(gè)“×”型布局舵面進(jìn)行俯仰偏轉(zhuǎn)時(shí)，舵面以彈身縱向?qū)ΨQ面對(duì)稱分布，其所受氣動(dòng)力之合力沿彈身軸線縱向分布，全彈以氣動(dòng)參考點(diǎn)為中心產(chǎn)生俯仰力矩；而在彈身橫向沒有分力，也不產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。

圖6為測(cè)力試驗(yàn)在Ma＝0．95、β＝0°時(shí)，不同舵偏角δz下全彈側(cè)向力系數(shù)CN與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl隨迎角的變化曲線。圖中可見，在小舵偏角時(shí)，全彈橫向氣動(dòng)力量值合理，符合上述理論分析。當(dāng)舵偏角增大至δz＝30°時(shí)，全彈側(cè)向力及滾轉(zhuǎn)力矩量值顯著增大，表明此時(shí)彈體周圍出現(xiàn)了非對(duì)稱流動(dòng)。該非對(duì)稱流動(dòng)對(duì)導(dǎo)彈的飛行穩(wěn)定性和操縱性是不利的，當(dāng)導(dǎo)彈進(jìn)行縱向操縱時(shí)，可能誘發(fā)橫／航向運(yùn)動(dòng)，從而使縱、橫向通道出現(xiàn)非線性耦合，嚴(yán)重時(shí)可能導(dǎo)致導(dǎo)彈失控。

圖6 不同舵偏角下全彈側(cè)向力及滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)（Ma＝0．95、β＝0°）Fig．6 Side force and rolling moment coefficients on whole missile at different rudder deflections（Ma＝0．95，β＝0°）

為進(jìn)一步證實(shí)該非對(duì)稱流動(dòng)的存在，圖7給出了α＝β＝0°、δz＝30°時(shí)兩次重復(fù)性測(cè)力試驗(yàn)的數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)表明，全彈在亞跨聲速階段（Ma＝0．60～0．95）有明顯的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩；進(jìn)入超聲速（Ma＝1．0～1．2）后，非對(duì)稱現(xiàn)象基本消失。同時(shí)也說明，該非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象確實(shí)存在，而非偶然。進(jìn)一步分析可以發(fā)現(xiàn)，該非對(duì)稱流動(dòng)并非恒定于一種模式，而是存在隨機(jī)性，即：在不同馬赫數(shù)時(shí)，所得測(cè)力數(shù)據(jù)量值上有“反號(hào)”現(xiàn)象。

圖7 側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化Fig．7 Side force and rolling moment coefficients with different Mach numbers

3．2 PIV試驗(yàn)

測(cè)力試驗(yàn)從宏觀上展示了非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象的存在，為進(jìn)一步從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和流態(tài)上對(duì)該非對(duì)稱現(xiàn)象進(jìn)行研究，進(jìn)行了粒子圖像測(cè)速試驗(yàn)。

需要說明的是，在試驗(yàn)過程中由于拍攝空間及角度的原因，所觀測(cè)尾舵反光十分嚴(yán)重，影響拍攝效果，故將模型滾轉(zhuǎn)180°。此時(shí)，4片尾舵在PIV圖像上的對(duì)應(yīng)位置為：“開口”兩尾舵位于圖像下方，“閉口”兩尾舵位于圖像上方。

圖8為α＝β＝0°、δz＝30°時(shí)不同馬赫數(shù)下PIV試驗(yàn)原始圖像。圖中“黑洞”為模型尾舵產(chǎn)生的流向渦渦核位置?？梢钥闯觯?dāng)Ma＝0．4時(shí)，下方兩舵面產(chǎn)生的渦核形態(tài)不如上方兩渦核清晰；但左右兩側(cè)渦核對(duì)稱性較好，形態(tài)無顯著差異，表明此時(shí)左右兩側(cè)舵面繞流特性相似。

隨著馬赫數(shù)逐步增大，上方兩渦核形態(tài)始終清晰、完整；但下方兩渦核在不同馬赫數(shù)時(shí)，其出現(xiàn)的位置呈現(xiàn)隨機(jī)性，即：當(dāng) Ma＝0．60、0．70、0．80、0．90時(shí)，右下方渦核較左下方渦核更加清晰、完整，而當(dāng) Ma＝0．85、0．95時(shí)，則是左下方渦核更加清晰、完整。這一現(xiàn)象也證實(shí)了上述測(cè)力試驗(yàn)中有關(guān)非對(duì)稱流動(dòng)存在隨機(jī)性的分析。馬赫數(shù)是導(dǎo)致這一隨機(jī)性的直接原因。

PIV圖像所展示的流動(dòng)現(xiàn)象與測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果是一致的，并可確定，該導(dǎo)彈構(gòu)型出現(xiàn)的非對(duì)稱流動(dòng)是由兩片呈“開口”形式的舵面引起的。

圖9為Ma＝0．40～1．00時(shí)測(cè)試截面時(shí)均速度場(chǎng)和渦量場(chǎng)，這里重點(diǎn)關(guān)注每幅圖下方左、右兩渦的形態(tài)。由圖可見，當(dāng)Ma＝0．40時(shí)，左右兩側(cè)渦量峰值差異較小：左側(cè)渦核最大渦量約為11 900，右側(cè)最大值約為－9 800，兩渦形態(tài)相近，對(duì)稱性較好；隨馬赫數(shù)增大，兩側(cè)渦量和分布形態(tài)差異漸增；當(dāng)Ma≥0．70后，下方流動(dòng)會(huì)因不同馬赫數(shù)時(shí)某一側(cè)未能形成明顯的旋渦結(jié)構(gòu)，而導(dǎo)致渦量峰值位置、渦形態(tài)與另一側(cè)流動(dòng)結(jié)果不重合。當(dāng)Ma＝1．0時(shí)，兩側(cè)渦量及形態(tài)恢復(fù)對(duì)稱。

圖8 PIV試驗(yàn)原始圖像Fig．8 Original image of PIV test

圖9 PIV時(shí)均速度矢量及渦量分布Fig．9 Time－averaged velocity and vorticity distribution by PIV

測(cè)力試驗(yàn)、PIV試驗(yàn)原始圖像及定量測(cè)試結(jié)果均準(zhǔn)確、清晰地展示了這一非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象，且三者所體現(xiàn)的流動(dòng)規(guī)律一致。

3．3 數(shù)值模擬結(jié)果

基于上述計(jì)算網(wǎng)格及數(shù)值模擬方法，著重針對(duì)α＝β＝0°、δz＝30°狀態(tài)在典型馬赫數(shù)下的流動(dòng)進(jìn)行模擬，并展開論述。

圖10為Ma＝0．95時(shí)，彈身及舵面附近壓力分布。圖中可見，“開口”形式兩舵面上壓力分布呈明顯的非對(duì)稱流動(dòng)特性。“開口”尾舵左側(cè)舵面前緣形成了穩(wěn)定的翼尖渦，并沿弦向逐漸發(fā)展并遠(yuǎn)離舵面；而右側(cè)舵面則無前緣渦。與之形成對(duì)比，“閉口”形式兩舵面上的流動(dòng)對(duì)稱性較好。數(shù)值模擬所反映出的流動(dòng)形態(tài)與之前所述試驗(yàn)結(jié)果是一致的。

結(jié)合圖11所示典型剖面馬赫數(shù)分布可以看出，相對(duì)來流，位于彈身上方的“開口”兩尾舵前緣形成了一個(gè)類似未全封閉的喉道截面，在此截面處來流達(dá)到聲速；隨著開口沿弦向逐漸增大，氣流迅速膨脹，右側(cè)尾舵附近的馬赫數(shù)從1．00降至0．20，且隨開口的進(jìn)一步增大而降低，并在x／d＝9．77處形成較大面積的死水區(qū)（此處Ma＝0．05）。而“開口”尾舵左側(cè)舵面前緣渦強(qiáng)度沿弦向逐漸增強(qiáng)，渦核處馬赫數(shù)進(jìn)一步增大，直到50%根弦長(zhǎng)位置處（x／d＝9．22）；之后，前緣渦沿弦向飄起并遠(yuǎn)離舵面，渦強(qiáng)逐漸降低。

圖10 彈身及尾舵附近壓力云圖Fig．10 Pressure contour of projectile body and rudder

圖11 尾舵附近典型剖面馬赫數(shù)分布Fig．11 Mach number distribution of typical section of rudder

圖12從“開口”兩尾舵背風(fēng)區(qū)物面壓力系數(shù)Cp分布上展示了流動(dòng)的差異。左側(cè)尾舵由于翼尖渦在舵前緣即形成，因此形成一塊低壓區(qū)；隨著翼尖渦沿弦向逐漸飄起并遠(yuǎn)離物面，使得物面壓力系數(shù)沿弦向逐漸增大。而右側(cè)舵面上壓力幾乎為定值，表明此舵面附近的死水區(qū)沿弦向基本不變。

圖13所示的渦量圖顯示，“開口”形式兩尾舵前緣及舵面上渦分布不均、強(qiáng)度不等，且舵面周圍渦流動(dòng)十分紊亂；而“閉口”形式兩尾舵表面及周圍渦分布對(duì)稱、均勻，流動(dòng)順暢。

圖12 “開口”兩舵面背風(fēng)區(qū)物面壓力分布Fig．12 Pressure distribution of leeward side for“Opening”rudder

圖13 彈身及物面附近渦量分布Fig．13 Vorticity distribution around body and rudder

圖14為舵面油流試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果的對(duì)比。從中可以看出，兩者一致性較好，均形象、準(zhǔn)確地展示了舵面流動(dòng)存在的顯著差異：“開口”兩尾舵左側(cè)舵面流速高，流線清晰，流動(dòng)形態(tài)規(guī)則而右側(cè)尾舵表面流速低，導(dǎo)致這一側(cè)油劑堆積于舵外側(cè)邊緣?！伴]口”兩尾舵表面及周圍，流動(dòng)順暢，結(jié)構(gòu)規(guī)則。

圖14 舵面流動(dòng)形態(tài)油流試驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)比Fig．14 Comparison of oil flow test with numerical simulation results for rudder flow

4 結(jié) 論

1）風(fēng)洞試驗(yàn)及數(shù)值模擬兩種手段，均準(zhǔn)確、形象地展示了所述非對(duì)稱流動(dòng)形態(tài)，為合理解釋該現(xiàn)象提供了可靠的依據(jù)。

2）跨聲速來流條件下，尾舵大角度偏轉(zhuǎn)所形成的“開口”布局形式，是產(chǎn)生非對(duì)稱流動(dòng)的根源，且這一非對(duì)稱流動(dòng)因來流馬赫數(shù)不同而表現(xiàn)出隨機(jī)性。

3）當(dāng)舵偏角度較大導(dǎo)致尾舵前緣距離較近時(shí)，所產(chǎn)生的翼尖渦相互干擾，使得舵面兩側(cè)翼尖渦強(qiáng)度不同，甚至一側(cè)翼尖渦消失，從而形成非對(duì)稱流動(dòng)形態(tài)；且該非對(duì)稱流動(dòng)因來流馬赫數(shù)不同而有隨機(jī)性。

本文尚未考慮舵面幾何參數(shù)及相對(duì)位置對(duì)該非對(duì)稱流動(dòng)的影響，該影響有待進(jìn)一步研究。

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Asymmetric flow mechanism for small aspect ratio rudders with large deflection angles on rotated missile

SHI Xiaojun1，＊ ，LI Yonghong1，2，LIU Dawei1，2，CHANG Lixia1，YANG Ke1
1．High Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Reaearch and Development Center，

Mianyang 621000，China
2．State Key Laboratory of Aerodynamics，China Aerodynamics Reaearch and Development Center，Mianyang 621000，China

In transonic wind tunnel test，regarding the problem of the asymmetric flow over a slender body of the low aspect ratio and a cutoff－delta wing tail vane in the symmetric states of small angle of attack，zero sideslip angle and large rudder angle，a series of force test，oil－flow and particle image velocimetry（PIV）test has been launched and analyzed．Based on the test data and observation of flow field，the details of the asymmetric flow，topological structure and spatial form have been studied and discussed in detail by numerical simulation．The results show that when a slender body with a low aspect ratio of control surface has large symmetric deflection angle，the wingtip vortex generated by the leading edge of control surfaces will interfere mutually for the close range between them，which would make the wingtip vortex go asymmetrically along the flow and the pressure of control surfaces maldistribution．Finally，it would lead to asymmetric flow and large yawing force over the slender body，which would affect the aerodynamic performance of a missile．

small angle of attack；large rudder angle；leading edge vortex；vortex breakdown；asymmetric vortices；rotated missile

2015－11－16；Revised：2015－12－01；Accepted：2016－01－07；Published online：2016－01－15 12：57

V211．43；V224

A

1000－6893（2016）09－2690－09

10．7527／S1000－6893．2016．0007

2015－11－16；退修日期：2015－12－01；錄用日期：2016－01－07；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016－01－15 12：57

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160115．1257．002．html

＊通訊作者．Tel．：0816－2462544 E－mail：shixiaojun1980＠163．com

史曉軍，李永紅，劉大偉，等．旋成體導(dǎo)彈小展弦比舵面大偏度對(duì)稱狀態(tài)下非對(duì)稱流動(dòng)機(jī)理［J］．航空學(xué)報(bào)，2016，37（9）：26902－698．SHI X J，LI Y H，LIU D W，et al．Asymmetric flow mechanism for small aspect ratio rudders with large deflection angles on rotated missile［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2016，37（9）：26902－698．

史曉軍 男，碩士研究生，工程師。主要研究方向：試驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel．：0816－2462544

E－mail：shixiaojun1980＠163．com

李永紅 男，碩士研究生，工程師。主要研究方向：氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。

E－mail：lyhxj52＠stu．xjtu．edu．cn

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160115．1257．002．html

＊Corresponding author．Tel．：0816－2462544 E－mail：shixiaojun1980＠163．com