李曉暉，惠 鈺，鄭 佩，楊 軍

(西安航天動力技術研究所，陜西 西安 710025)

0 引言

鴨式氣動布局以其響應特性快、升阻比大、舵面效率高、結構緊湊、可靠性高等優(yōu)點,成為了戰(zhàn)術導彈和火箭廣泛采用的一種氣動布局形式。但鴨舵在差動偏轉進行滾轉控制情況下,舵面將產(chǎn)生非對稱的下洗氣流,該氣流將直接作用在尾翼上,在尾翼上誘導出非對稱的氣動力和力矩。該誘導作用體現(xiàn)在兩方面:一方面是產(chǎn)生與鴨舵滾轉控制力矩相反附加滾轉力矩,導致鴨舵滾控失效或反效[1-2];另一方面將產(chǎn)生附加的側向力與力矩,從而對偏航方向的氣動特性造成一定影響[3]。

文中首先分析了當前鴨式布局火箭的滾轉控制方案的技術特點,其次以某鴨式布局簡控火箭為研究對象,開展了滾轉控制的風洞試驗研究,結合數(shù)據(jù)分析提出了尾翼固定條件下利用鴨舵實施滾轉通道控制的方法,并最終通過飛行試驗驗證了該方法的可行性。

1 鴨舵滾轉控制的技術分析

由于鴨舵與尾翼滾轉耦合作用的存在,鴨舵滾轉控制力矩和尾翼上誘導的反向滾轉力矩的大小,將隨著火箭外形參數(shù)和飛行參數(shù)的變化而變化,從而在某些飛行狀態(tài)下出現(xiàn)鴨舵滾控失效或反效[1-2],如圖1所示,其中mx為對模型軸線的滾轉力矩系數(shù)?；诖嗽?一般認為在固定尾翼條件下鴨舵難以有效實施滾轉控制。

圖1 鴨舵滾轉力矩的反效特性Fig.1 Reaction characteristics of canard rolling moment

針對鴨式布局難以實施滾轉控制的缺點,國內外的科研工作者提出了多種改進方案并成功實現(xiàn)了基于鴨舵的彈箭滾轉通道的穩(wěn)定控制。典型的改進方案有:

方案1,鴨舵只進行俯仰與偏航兩通道控制,在尾翼后緣增加副翼進行滾轉通道的控制。該方案優(yōu)點是俯仰、偏航與滾轉通道相互獨立,避免了鴨舵差動與尾翼的耦合現(xiàn)象,實施簡單;缺點是需額外增加副翼驅動機構,帶來產(chǎn)品成本增加。

方案2,采用空氣沖壓裝置,在尾翼的翼尖處,分別裝上沖壓式圓形進氣道,通過閥門,沖壓空氣被從尾冀面上噴射出來,相當于一個二次引射裝置。在翼面上可以形成不同方向和大小的控制力矩。即形成一個新的滾控系統(tǒng)。但是該方案結構復雜,應用較少。

方案3,采用環(huán)形尾翼,環(huán)形尾翼在其環(huán)形翼面上的壓力指向箭體軸心,不可能產(chǎn)生滾轉力矩,因此可大幅減小誘導的反向滾轉力矩。但該布局翼面結構復雜、縱向性能差、阻力較大。

方案4,采用“T”形尾翼,在常規(guī)尾翼稍部增加垂直小翼形成“T”形翼,該布局在改變原有尾翼縱向性能的條件下,大幅減弱了誘導的滾轉力矩,從而提升了鴨舵的滾轉控制效能。但該布局形式在增加翼面結構復雜度的同時也帶來了全箭阻力的增加。

方案5,采用自由滾轉尾翼,該布局形式尾翼在鴨舵非對稱流場的作用下可繞箭體軸線自由旋轉,從而不在尾翼上形成誘導滾轉力矩,同時其對縱向性能和阻力的影響很小。但由于尾艙內部需安裝滾轉軸承,因此在增加結構復雜度的同時也造成了結構重量的增加。

綜上分析,以上方案無論是增加新的滾控系統(tǒng)(方案1、方案2),還是改變尾翼形式(方案3、方案4)降低誘導滾轉力矩,或是尾翼/鴨舵氣動解耦(方案5)去除誘導滾轉力矩,都不同程度上增加了結構復雜度,帶來額外的成本增加。

因此有必要對鴨舵滾轉特性進行深入研究與分析,掌握滾轉舵效的變化規(guī)律,以在不改變現(xiàn)有氣動外形的基礎上,尋求新的鴨舵滾控的解決方案。

2 滾轉特性試驗及結果分析

2.1 試驗模型及方法

以某“+—+”形鴨式布局的火箭為研究對象,開展鴨舵滾轉單項風洞試驗,氣動外形見圖2。

圖2 氣動外形Fig.2 Aerodynamic configurations

試驗在FD-06風洞進行,試驗模型由頭部、圓柱中段和帶4片穩(wěn)定尾翼的尾部組成,頭部安裝4片鴨舵,可對火箭進行俯仰、偏航和滾轉控制,風洞試驗模型見圖3。試驗攻角范圍-10°～+10°,試驗馬赫數(shù)范圍0.5～4.0,滾轉舵偏角取0°,±2°、±5°。試驗中尾翼可選擇自由旋轉或固定。

圖3 風洞試驗模型Fig.3 The model of wind tunnel test

2.2 試驗結果分析

試驗中mx為對模型軸線的滾轉力矩系數(shù),my為相對模型頂點的偏航力矩系數(shù),mz為相對模型頂點的俯仰力矩系數(shù),δx為滾轉舵偏角,舵偏角和試驗坐標系的定義如圖4所示。

圖4 坐標系與滾轉舵偏角定義(順氣流方向)Fig.4 Definition of coordinate system and rolling rudder deflection angle(downstream direction)

2.2.1 滾轉特性分析

為驗證試驗方法的正確性,開展了不同馬赫數(shù)下滾轉力矩系數(shù)的對比試驗。滾轉舵偏5°和2°條件下的滾轉力矩系數(shù)試驗曲線如圖5、圖6所示。

圖5 滾轉舵偏5°條件下滾轉力矩系數(shù)Fig.5 Rolling moment coefficient of 5 degrees rolling rudder deflection

可見該鴨式火箭滾轉控制特性的試驗結果與文獻[2]、文獻[4]的結果一致,隨試驗馬赫數(shù)的增加,滾轉舵偏產(chǎn)生的滾轉力矩系數(shù)呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢,且在馬赫數(shù)小于2～3之間某一值時,滾轉力矩系數(shù)出現(xiàn)反效現(xiàn)象。另外對比圖5和圖6可見,隨著滾轉舵偏角的增加,滾轉力矩系數(shù)呈增加趨勢。

為對比尾翼對舵面滾轉特性的影響,分別在馬赫數(shù)1.5和馬赫數(shù)3.0(滾轉舵偏5°)條件下進行了尾翼滾轉和尾翼固定兩種情況的對比試驗,如圖7和圖8所示。

圖7 馬赫數(shù)1.5條件下滾轉力矩系數(shù)Fig.7 Rolling moment coefficient of Mach number 1.5

圖8 馬赫數(shù)3.0條件下滾轉力矩系數(shù)Fig.8 Rolling moment coefficient of Mach number 3.0

在馬赫數(shù)1.5條件下,尾翼固定時火箭的滾轉力矩系數(shù)mx為正值,即出現(xiàn)滾轉反效現(xiàn)象;尾翼滾轉時火箭滾轉力矩系數(shù)為負值,可進行滾轉控制。

在馬赫數(shù)3.0條件下,尾翼滾轉和尾翼固定條件下,火箭的滾轉力矩系數(shù)mx均為負值。同時由于尾翼滾轉避免了誘導滾轉力矩,尾翼滾轉條件下的滾轉力矩系數(shù)值mx明顯大于尾翼固定條件下的值,因此采用自由滾轉尾翼時可提升鴨舵的滾轉控制效率。

2.2.2 滾轉舵偏對偏航力矩的影響分析

對鴨式布局固定尾翼火箭而言,滾轉舵偏與攻角的耦合作用,使得在箭體兩側出現(xiàn)非對稱的洗流作用,從而使得火箭左右壓力不等,從而導致出現(xiàn)了附加的偏航力矩,見圖9和圖10,其中δ為滾轉舵偏角α為攻角。

圖9 馬赫數(shù)1.5條件下偏航力矩系數(shù)Fig.9 Yaw moment coefficient of Mach number 1.5

圖10 馬赫數(shù)3.0條件下偏航力矩系數(shù)Fig.10 Yaw moment coefficient of Mach number 3.0

由圖8、圖9可見,在零攻角條件下,滾轉舵偏不產(chǎn)生附加偏航力矩;正攻角條件下,負滾轉舵偏產(chǎn)生正偏航力矩,正滾轉舵偏產(chǎn)生負偏航力矩;偏航力矩數(shù)值隨攻角和滾轉舵偏角絕對值的增加而增加,但在小攻角(±4°范圍內),偏航力矩維持在一個較小的量值。

2.2.3 滾轉舵偏對俯仰力矩的影響分析

同樣,由于滾轉舵偏與攻角的耦合作用,使得箭體兩側舵面局部攻角不同,從而產(chǎn)生附加俯仰力矩,見圖11和圖12。由圖,滾轉舵偏產(chǎn)生的附加俯仰力矩整體屬于小量,約占附加偏航力矩的1/10。

圖11 馬赫數(shù)1.5條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.11 Pitch moment coefficient of Mach number 1.5

圖12 馬赫數(shù)3.0條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.12 Pitch moment coefficient of Mach number 3.0

3 鴨舵滾控方案及飛行驗證

3.1 固定尾翼鴨舵滾控方案

不同攻角條件下,5°滾轉舵偏的滾轉力矩系數(shù)試驗值參見圖13。由圖13可見,在試驗馬赫數(shù)小于2.0～3.0之間某一值時,滾轉力矩系數(shù)mx為正值,表現(xiàn)為滾轉反效;但在馬赫數(shù)大于該值后,滾轉力矩系數(shù)為負值,可用于進行火箭滾轉通道控制。

圖13 馬赫數(shù)3.0條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.13 Rolling moment coefficient of 5 degrees rolling rudder deflection

圖14 滾轉舵偏-5°條件下滾轉力矩系數(shù)Fig.14 Rolling moment coefficient of -5 degrees rolling rudder deflection

由于滾轉舵偏將產(chǎn)生附加的偏航力矩,需要額外的偏航舵偏來平衡,為此將附加偏航力矩和偏航舵偏產(chǎn)生的偏航力矩進行轉化,得到對質心的偏航力矩系數(shù)myg曲線,如圖15和圖16所示。

圖16 滾轉舵偏-5°條件下偏航力矩系數(shù)Fig.16 Yaw moment coefficient of -5 degrees rolling rudder deflection

圖15、圖16中實心圖標數(shù)據(jù)為滾轉舵偏產(chǎn)生的附加偏航力矩系數(shù),空心圖標則為偏航舵效。由圖中數(shù)據(jù)可知,對文中火箭方案,需要最大付出0.58°的偏航舵偏來平衡滾轉舵偏產(chǎn)生的附加偏航力矩。

滾轉舵偏引起的對質心的附加俯仰力矩和俯仰舵偏產(chǎn)生的相對質心的俯仰力矩系數(shù)mz,g對比曲線如圖17和圖18所示。

圖17 滾轉舵偏5°條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.17 Pitch moment coefficient of 5 degrees rolling rudder deflection

圖18 滾轉舵偏-5°條件下俯仰力矩系數(shù)Fig.18 Pitch moment coefficient of -5 degrees rolling rudder deflection

圖中實心圖標數(shù)據(jù)為滾轉舵偏產(chǎn)生的附加俯仰力矩系數(shù),空心圖標則為俯仰舵效,可見對文中火箭方案,滾轉舵偏產(chǎn)生的附加俯仰力矩為小量,幾乎不會對俯仰舵效造成影響。

綜上分析,針對鴨式布局固定尾翼火箭可采用如下滾控方案:結合滾轉舵效隨馬赫數(shù)的變化曲線,找到滾轉正效的馬赫數(shù)范圍,在該范圍內利用鴨舵實施滾轉控制,但需預留一定的偏航與俯仰舵偏來平衡滾控帶來的附加力矩影響。

3.2 飛行試驗驗證

在滾轉控制方案的基礎上,開展?jié)L轉控制的飛行驗證工作。選定某單級鴨式布局火箭在保證發(fā)動機狀態(tài)、外形、質量一致的情況下,開展?jié)L轉控制對比試驗。該火箭發(fā)動機工作時間為16 s、飛行馬赫數(shù)范圍0～4.5。

圖19為滾轉無控狀態(tài),在翼面安裝偏差和離架擾動的作用下,火箭的滾轉角速度呈現(xiàn)先正向增加,達到峰值后逐漸減小至負向峰值,隨后在阻尼力矩和干擾力矩的共同作用下,逐步平衡至64°/s左右。

圖19 滾轉控制驗證飛行試驗(滾轉無控)Fig.19 Rolling control flight test(no rolling control)

圖20為滾轉有控狀態(tài),鴨舵對滾轉通道的控制時間為13～33 s(Ma>3.0),控制目標為滾轉角速度穩(wěn)定至0°/s。由圖20中曲線可知,在滾轉控制介入前,火箭的滾轉角速度變化與無控狀態(tài)一致,在翼面安裝偏差和離架擾動的作用下,火箭的滾轉角速度逐步增加至正向峰值,之后逐步減小;在13 s時滾轉控制介入,火箭的滾轉角速度很快穩(wěn)定至0°/s附近,可見文中確定的滾轉控制方案可行。

圖20 滾轉控制驗證飛行試驗(滾轉有控)Fig.20 Rolling control flight test(rolling controlled)

4 結論

綜合文中的研究分析結果,可得以下結論:

1)滾轉舵效存在的反效現(xiàn)象,是鴨式布局火箭在尾翼固定條件下難以實施有效滾轉控制的直接原因。

2)鴨式布局火箭存在滾轉舵偏角時,會在俯仰和偏航通道帶來附加的干擾力矩。

3)隨飛行馬赫數(shù)的增加,鴨式布局火箭的滾轉舵效存在一個正效點馬赫數(shù),即飛行馬赫數(shù)大于該正效點馬赫數(shù)后,滾轉舵效即轉為正常。

4)在鴨式布局火箭滾轉正效的馬赫數(shù)范圍內,預留一定的偏航與俯仰舵偏來平衡滾控帶來的附加力矩影響后,可利用鴨舵進行有效的滾轉控制。