浦鈺文,陳少松,徐一航,魏 愷,孫 寧

(南京理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院,江蘇 南京 210094)

筒式或箱式發(fā)射的鴨式布局導(dǎo)彈由于發(fā)射條件的限制,鴨舵的翼面尺寸和升力面積較小,導(dǎo)致其機(jī)動性和操縱性無法滿足指標(biāo)。而在鴨舵前添加一組翼面作為反安定面,即雙鴨式布局,可以較好的改善這些問題。由于這組增設(shè)翼面在全彈頭部,全彈壓心前移,使得全彈在質(zhì)心基本不變的情況下降低了全彈的靜穩(wěn)定性,增加了操縱性,導(dǎo)彈機(jī)動響應(yīng)更快[1]。

目前,已面世的雙鴨式布局彈箭有俄羅斯的“射手”AA-11導(dǎo)彈[2]、法國的“魔術(shù)”R550導(dǎo)彈、中國的PL-7導(dǎo)彈等,這些導(dǎo)彈的反安定面大多采用梯形翼、菱形翼等翼型。陸飛龍[3]和呂代龍[4]分別對兩種梯形翼反安定面雙鴨式布局模型的氣動特性進(jìn)行了研究。DAVARI等[5]和劉沛清等[6]分別研究簡易前翼與主翼之間壓力分布和近距耦合機(jī)理。但這些翼的展長不利于管式發(fā)射,為了對比研究不同反安定面對全彈氣動特性的影響,本文提出了一種無側(cè)緣的小展弦比邊條翼反安定面。邊條翼反安定面的前緣呈弧狀,前緣母線與彈頭母線相近,因此邊條翼反安定面類似于大后掠角小展弦比三角翼,具有失速攻角大、高超音速下阻力小的特點[7-8],且隨著后掠角增大分離渦越趨于長軸狀[9]。當(dāng)這種翼與后翼產(chǎn)生近距耦合作用時,由于邊條渦在內(nèi)側(cè),會對外側(cè)渦產(chǎn)生誘導(dǎo)作用,使外渦趨于穩(wěn)定[10]。

為了確定相同面積不同外形的反安定面對導(dǎo)彈氣動特性的影響程度,采用數(shù)值計算方法,對鴨式布局模型、梯形翼反安定面雙鴨式布局模型和邊條翼反安定面雙鴨式布局模型在不同馬赫數(shù)和不同攻角下的氣動特性進(jìn)行對比研究。研究結(jié)論可為雙鴨式布局導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供指導(dǎo)。

1 計算模型與驗證

1.1 計算模型與網(wǎng)格劃分

在鴨式布局模型(M1模型,如圖1所示)基礎(chǔ)上,通過在鴨舵前添加一組矩形翼反安定面形成梯形翼雙鴨式布局模型(M2模型,如圖2所示),或添加邊條翼反安定面形成邊條翼雙鴨式布局模型(M3模型,如圖3所示)。梯形翼與邊條翼反安定面面積一致,各模型鴨舵和反安定面與彈體均呈“×-×”型布局,模型彈體直徑為D,模型彈長L=20D,反安定面與舵面厚度h=0.023 15D。圖4為邊條翼反安定面和鴨舵的位置與編號詳細(xì)示意圖,AC表示反安定面,BC表示鴨舵,文中舵偏角和攻角的正方向都以Y軸正方向為參考方向。數(shù)值模擬計算選取參考長度為L,參考面積選取S=πD2/4,參考坐標(biāo)系取彈體系。壓力遠(yuǎn)場靜壓101.325 kPa,靜溫288.15 K。

圖1 鴨式布局模型示意圖Fig.1 Canard configuration model

圖2 梯形翼反安定面雙鴨式布局模型示意圖Fig.2 Split canard configuration model with trapezoidal split Canard

圖3 邊條翼反安定面雙鴨式布局模型示意圖Fig.3 Split canard configuration model owith striped split canard

圖4 反安定面與鴨舵位置示意圖Fig.4 Distribution of canard and split canard

本文計算域選用圓柱型計算域,流場長度20L,流場直徑100D,由于反安定面與鴨舵區(qū)域結(jié)構(gòu)復(fù)雜,因此借助Fluent Meshing網(wǎng)格劃分軟件進(jìn)行全流場的多面體-六面體網(wǎng)格劃分,并在剪切層和彈頭渦流區(qū)域進(jìn)行局部加密[11],網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 網(wǎng)格劃分示意圖Fig.5 Grid divisions

1.2 數(shù)值模擬方法

流動控制方程為三維可壓縮非定常Navier-Stokes方程,其積分形式可以寫為

(1)

式中:V為控制體,?V為包圍控制體的封閉表面,S為控制體表面的面積,W為守恒變量矢量,FC為對流通量矢量,FV為黏性通量矢量。

本文采用了非定常計算中的雙時間步法,其中物理時間描述實際運動,內(nèi)迭代時間使計算收斂,二者皆采用隱式迭代求解?？臻g離散格式采用AUSM格式,迎風(fēng)格式采用二階迎風(fēng)格式,對流通量應(yīng)用Roe通量差分分裂。流體動力黏度采用薩瑟蘭定律計算,并采用完全氣體狀態(tài)方程。

1.3 無關(guān)性驗證

本文對M1模型劃分了3套不同數(shù)量的網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗證,分別為312萬,492萬和711萬。來流工況為Ma=2.0,攻角α=10°,舵偏角δBC=0°,計算結(jié)果如表1所示。此外選取2.5×10-5s、5×10-5s和1×10-6s的時間步長進(jìn)行時間步長無關(guān)性驗證,結(jié)果如表2所示。表中CA為全彈軸向力,CN為全彈法向力系數(shù),η為計算結(jié)果相對差值。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證Table 1 Grid independence test

表2 時間步長無關(guān)性驗證Table 2 Timestep independence test

由表1可知,711萬網(wǎng)格量與312萬網(wǎng)格量的計算數(shù)據(jù)相差較大,最大可達(dá)10.4%,但是與492萬網(wǎng)格量的計算數(shù)據(jù)很相近,最大僅為0.6%,因此492萬網(wǎng)格可以滿足計算需求。

從表2可知,時間步長為1×10-6s與2.5×10-5s的計算結(jié)果相差最大為27.1%,但是與5×10-5s的計算結(jié)果相差不超過1.1%,因此本文時間步長選用5×10-5s。

1.4 各湍流模型對比

大渦模擬方法(LES)通過將湍流中的大尺度脈動和小尺度脈動分開處理,能夠準(zhǔn)確模擬復(fù)雜渦系間的流動特征。反安定面與鴨舵產(chǎn)生近距耦合作用時,邊條渦與鴨舵渦系干擾機(jī)理復(fù)雜,因此選用大渦模擬作為湍流模型計算,亞格子模型采用WALE模型,模型網(wǎng)格量約為3 500萬。驗證模型選取M3模型,鴨舵舵偏角δBC=0°,遠(yuǎn)場邊界為壓力遠(yuǎn)場邊界條件,模型邊界條件設(shè)置為壁面無滑移邊界條件,來流馬赫數(shù)Ma=2.0,攻角α=0°～45°,質(zhì)心系數(shù)為0.5。

但是大渦模擬方法對計算機(jī)的計算能力和儲存能力要求極高,為了節(jié)省有限的計算資源,除大渦模擬外,還采用了S-A模型、k-ω模型和Transition SST模型三種不同的湍流模型進(jìn)行對比,網(wǎng)格數(shù)量為492萬。仿真結(jié)果如圖6所示,在計算攻角范圍內(nèi),Transition SST模型比其他兩種模型更加吻合LES模型,因此本文選擇Transition SST湍流模型進(jìn)行后續(xù)計算,該湍流模型可以精確的模擬湍流附面層,對附著流動和分離流動可以給出合理結(jié)果[12]。

圖6 大渦模擬及各湍流模型計算結(jié)果Fig.6 Simulation results of LES and turbulence models

1.5 數(shù)值方法驗證

為了驗證數(shù)值方法準(zhǔn)確性,采用上述模擬方法對文獻(xiàn)[13]中模型進(jìn)行仿真,并與實驗值進(jìn)行對比。計算模型如圖7所示,計算條件與實驗一致,升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的對比結(jié)果如圖8所示。升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線趨勢一致,計算結(jié)果與實驗值吻合度很高,數(shù)據(jù)偏差最大不超過5%,說明該數(shù)值模擬方法可靠。

圖7 文獻(xiàn)[13]驗證模型Fig.7 Experimental model in Ref. [13]

圖8 升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)對比圖Fig.8 Comparison of lift coefficient and pitch moment coefficient

2 氣動參數(shù)計算

2.1 亞音速下全彈氣動特性

圖9(a)所示為Ma=0.6,舵偏角δBC=0°工況下,全彈升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線。攻角為0°～45°的范圍內(nèi),在添加反安定面后,全彈的升力和阻力系數(shù)都有所增加,M2模型的升力系數(shù)在所有攻角范圍內(nèi)相較M1模型增大了6%～8%;M3模型的升力系數(shù)相較M1模型的除大攻角范圍(α=30°～45°)增大6%～8%,其余攻角范圍內(nèi)只增大2%～3%。相較于M1模型,M2模型的阻力系數(shù)在所有攻角范圍內(nèi)增大5%～7%;M3模型的阻力系數(shù)在小攻角范圍內(nèi)(α=0°～30°)增長3%,其余攻角范圍內(nèi)增大9%。由于升力與阻力同時增大,M2和M3模型的全彈升阻比較M1模型差值不超過±1%。

圖9 Ma=0.6工況下全彈升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線及壓心系數(shù)變化圖Fig.9 Lift coefficient to drag coefficient pole curve and pressure center coefficient at Ma=0.6

如圖9(b)所示為該工況下全彈的壓力系數(shù)變化圖。可知在添加反安定后,壓心前移,在α=0°～10°攻角范圍內(nèi)M2模型前移較多,最大為8%;在其余攻角范圍內(nèi)M3模型壓心前移較多,最大為10%。

2.2 Ma=0.6時反安定面的影響分析

圖10中,在增加反安定面后,M2和M3模型較M1模型所增加的升力系數(shù)ΔCL(如圖10(a))要小于M2和M3模型中反安定面單獨貢獻(xiàn)的升力系數(shù)(如圖10(b))。這是因為在添加反安定面后其他部件受其影響升力系數(shù)有所下降。

圖10 Ma=0.6時全彈升力系數(shù)與反安定面升力系數(shù)對比Fig.10 Comparison of lift coefficients and anti-stability surface lift coefficient at Ma=0.6

3種模型在Ma=0.6工況下各部件升力系數(shù)如圖11所示。可知,鴨舵和彈頭的升力系數(shù)都受到影響。M2模型鴨舵升力系數(shù)較M1模型減小了18%～76%;M3模型鴨舵升力系數(shù)較M1模型的減小14%～44%。M3模型的彈頭升力系數(shù)較M1模型減小10%～19%,但M2模型的降幅小于2%。

圖11 Ma=0.6工況下各部件升力系數(shù)變化圖Fig.11 Comparison of lift coefficient at Ma=0.6

彈頭的壓力分布受反安定面的影響顯著。圖12為Ma=0.6,α=20°工況下z=0平面的彈頭表面負(fù)壓力系數(shù)圖,其中X為彈頭長度?？梢园l(fā)現(xiàn),M2和M3模型的彈頭上下壓力系數(shù)分布較M1模型的發(fā)生了較大變化,上下表面高壓力系數(shù)差區(qū)域從M1模型中的鴨舵區(qū)域,轉(zhuǎn)移至M2模型中的梯形翼反安定面位置和M3模型中的彈頭鼻尖處。但是因為在圓錐彈頭結(jié)構(gòu)的原因,位置越靠前作用面積越小,導(dǎo)致M3模型彈頭升力系數(shù)較M1模型的反而減小,而M2模型升力系數(shù)與M1模型相比基本不變。

圖12 Ma=0.6,α=20°工況下彈頭在z=0平面表面負(fù)壓力系數(shù)圖Fig.12 Negative pressure coefficient of warhead at z=0 plane surface at Ma=0.6,α=20°

在圖13中可以明顯觀察到各模型上洗流與舵面流態(tài)之間的差異。圖中所示上洗流為背風(fēng)舵BC1的主要來流,上洗流的形態(tài)可以直觀顯示舵面區(qū)域的當(dāng)?shù)毓ソ?。通常隨著當(dāng)?shù)毓ソ堑臏p小,下表面壓力系數(shù)和舵面前緣渦的強(qiáng)度降低,因而升力系數(shù)減小。

圖13 Ma=0.6,α=20°工況下各模型反安定面和鴨舵上表面空間流線Fig.13 Space flow line of the split canard and canard at Ma=0.6,α=20°

相比于M1模型中的上洗流的起始位置和上洗流與BC1舵形成的夾角,M2模型中的上洗流起始位置由于反安定面AC4下的高壓阻擋而提前,且上洗流會先流至AC1反安定面下,導(dǎo)致上洗流與BC1舵夾角減小。在M3模型中由于邊條翼反安定面的弦長更長,反安定面下高壓區(qū)更靠前,上述現(xiàn)象更為嚴(yán)重。迎風(fēng)舵BC4的下表面來流也因為要先經(jīng)過反安定面AC4,最后導(dǎo)致M2、M3模型中迎風(fēng)舵當(dāng)?shù)毓ソ菧p小。因此,反安定面會一定程度的減小舵下表面的當(dāng)?shù)毓ソ嵌鴮?dǎo)致舵的升力系數(shù)減小,反安定弦長越長該影響越嚴(yán)重。

受反安定面的影響,既反安定面渦與鴨舵渦之間相互干擾,渦系干擾過程主要分為渦系誘導(dǎo)、渦系卷繞、渦系融合和渦量擴(kuò)散[14]。

圖13中各模型的BC4舵面流線反映出不同的干擾過程,其中M2模型中鴨舵前部發(fā)生渦系誘導(dǎo),后部為卷繞融合擴(kuò)散;而M3模型鴨舵面上主要發(fā)生渦系誘導(dǎo)到后緣時開始卷繞。反安定面分離渦與鴨舵渦發(fā)生渦系誘導(dǎo)的過程中,反安定面分離渦對渦內(nèi)測區(qū)域產(chǎn)生下洗作用;對渦外側(cè)區(qū)域產(chǎn)生有利的上洗作用。下洗會使當(dāng)?shù)毓ソ菧p小,氣流分離點后移;上洗會使當(dāng)?shù)毓ソ窃黾?氣流分離點前移[15]。受該誘導(dǎo)影響,M2、M3模型的舵面分離流沒有形成如M1模型中的拱型渦,而是在靠近前緣與側(cè)緣相接區(qū)域(反安定面渦外側(cè))形成局部強(qiáng)力分離渦。分離渦會在舵面產(chǎn)生低壓和渦吸力,有利于增加升力系數(shù),因而對于鴨舵來說誘導(dǎo)產(chǎn)生的鴨舵分離渦的作用面積和渦強(qiáng)度越大越好。M3模型中因為邊條翼反安定面小展弦比大后掠角的特點,邊條渦強(qiáng)度大且靠近內(nèi)測,使上洗誘導(dǎo)作用強(qiáng)度和作用面積都要大于M2模型的,因此舵面分離渦的作用面積和渦強(qiáng)度也得到顯著增強(qiáng)。

圖14各模型舵面渦量圖。對比M2、M3模型的反安定面分離渦在鴨舵上方強(qiáng)度分布,可以發(fā)現(xiàn)梯形翼反安定面分離渦強(qiáng)度整體上要低于邊條翼反安定面分離渦,其至舵中后部分時已經(jīng)開始破裂并且強(qiáng)度大幅度降低,而此時邊條翼反安定面的分離渦還沒開始破裂。在M3模型中,受邊條翼反安定面分離渦影響,鴨舵渦核心的范圍及強(qiáng)度都要大于M2模型,渦核離開鴨舵面的位置也比M3模型的要靠后。同時在非鴨舵渦作用區(qū)域,在邊條翼反安定面分離渦的直接作用下,鴨舵表面渦的強(qiáng)度和渦作用區(qū)的厚度也要大于M2模型的,因而該區(qū)域的壓力值也低于M2模型的,有利于增加舵面升力系數(shù)。

圖14 Ma=0.6,α=20°工況下各模型鴨舵渦強(qiáng)度切片圖Fig.14 Slices of canard vortex intensity for each model at Ma=0.6,α=20°

M2和M3模型舵面A剖面負(fù)壓力系數(shù)示意圖如圖15所示。圖中A剖面位置如圖14所示,C為剖面弦長,A剖面位于鴨舵渦作用區(qū),該剖面的負(fù)壓力系數(shù)值可以反映出鴨舵渦的強(qiáng)度。在M3模型較強(qiáng)鴨舵渦的作用下,A剖面上表面大部分區(qū)域的負(fù)壓力系數(shù)要大于M2模型?？傊?當(dāng)反安定面渦與鴨舵渦產(chǎn)生相互干擾作用時,反安定面渦的強(qiáng)度越強(qiáng)、位置越靠鴨舵根部,在鴨舵面上產(chǎn)生有利誘導(dǎo)作用的面積就越大,鴨舵渦的強(qiáng)度和在舵面的作用面積也會隨之增大,舵面升力系數(shù)也會增加。

圖15 Ma=0.6,α=20°工況下各模型鴨舵A剖面負(fù)壓力系數(shù)示意圖Fig.15 Negative pressure coefficient in the A-profile of canard at Ma=0.6,α=20°

2.3 超音速下全彈氣動特性影響分析

如圖16(a)為Ma=2,δBC=0°工況下全彈的升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線。可知:在添加反安定面后,該工況下的全彈升力與阻力系數(shù)都有所增加。在所有攻角范圍內(nèi),M2模型的升阻力系數(shù)在α=0°～20°范圍內(nèi)平均增加4%,其余攻角范圍內(nèi)平均增加1.5%左右;M3模型的升力系數(shù)在α=0°～10°范圍內(nèi)平均增加3%,其余攻角范圍內(nèi)增加1%,而阻力系數(shù)在所有攻角范圍內(nèi)只增加1%左右。因而,M2模型的升阻比較M1模型的在所有攻角范圍內(nèi)基本不變,而M3模型的升阻比較M1模型的在α=0°～10°范圍內(nèi)增加2%,其余攻角范圍內(nèi)不變。

圖16 Ma=2.0和Ma=4.0工況下全彈升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線及壓心系數(shù)變化圖Fig.16 Lift coefficient to drag coefficient pole curve and pressure center coefficient at Ma=2.0 and 4.0

如圖16(b)為該工況下壓心系數(shù)Xcp變化圖,與Ma=0.6、α=20°左右時壓心后移不同,Ma=2.0工況下所有模型在該攻角下壓心位置均大幅度前移。此外,在添加反安定面后,在小攻角范圍內(nèi),M2模型的壓心前移8%,M3模型的壓心前移5%。

當(dāng)飛行速度提升至Ma=4時,邊條翼反安定面小展弦比大后掠角的優(yōu)勢顯現(xiàn),Ma=4、δBC=0°工況下全彈的升力系數(shù)對阻力系數(shù)極曲線如圖16(c)所示。在該工況下,α=0°～10°范圍內(nèi)M3和M2模型升力系數(shù)較M1模型分別增加7%和5%左右;阻力系數(shù)分別增加了1%和5%。因而,在該攻角范圍內(nèi)M3模型的升阻比比M1模型的增加7%,M2模型的只增加1%。

Ma=4、δBC=0°工況下全彈壓心系數(shù)如圖16(d)所示,α=0°～15°范圍內(nèi)M3模型的壓心前移量超過M2模型的,較M1模型的壓心前移9%。

2.4 Ma=2.0時反安定面的影響分析

圖17為Ma=2.0工況下,反安定面及其余部件的升力系數(shù)變化圖。可知Ma=2工況下各模型反安定面及鴨舵升力系數(shù)變化規(guī)律與Ma=0.6類似:梯形翼反安定面比邊條翼反安定面在小攻角范圍內(nèi)的升力系數(shù)平均增加10%左右,但是邊條翼反安定面的失速攻角和最大升力系數(shù)要大于梯形翼反安定面;M3模型中的鴨舵升力系數(shù)在很大攻角范圍內(nèi)都優(yōu)于M2模型。

圖17 Ma=2.0工況下各部件升力系數(shù)變化圖Fig.17 Lift coefficient of each component at Ma=2.0

彈頭升力系數(shù)的變化與亞音速工況下的變化趨勢不同。在α=0°～15°范圍內(nèi),M2模型彈頭法向力系數(shù)增加了8%,M3模型彈頭法向力系數(shù)減小了5%;其余攻角范圍內(nèi),M2模型平均減小9%,M3模型平均減小了14%～19%。此時,梯形翼反安定面使彈頭升力系數(shù)提升,而邊條翼反安定面產(chǎn)生負(fù)作用,這也是兩個模型壓心系數(shù)產(chǎn)生差異的主要原因。因彈頭升力系數(shù)變化規(guī)律較亞音速下有較大變化,因此以下著重分析其原因。

圖18為Ma=2.0,α=10°工況下z=0截面的壓力系數(shù)云圖?？芍?在M2模型中梯形翼反安定面明顯強(qiáng)化了彈頭上方低壓區(qū)和下方高壓區(qū);反觀M3模型彈頭上方低壓區(qū)被明顯削弱,彈頭下方雖然鼻尖下高壓區(qū)作用范圍及壓力系數(shù)值增大但是舵下高壓區(qū)被很大程度削弱。這反映了α=0°～15°范圍內(nèi)M2和M3模型彈頭升力系數(shù)變化的原因。

圖18 Ma=2.0,α=10°工況下z=0截面壓力系數(shù)云圖Fig.18 Cloud plot of pressure coefficient of z=0 section at Ma=2.0,α=10°

由于反安定面與背風(fēng)舵膨脹波系的原因,M1和M2模型彈頭上部產(chǎn)生了低壓區(qū)。在有攻角時,超音速來流流至梯形翼反安定面或者鴨舵的前緣時遇到凸壁,氣流受到阻檔向上折轉(zhuǎn)加速通過(如圖19(a)和(b)所示)。由能量方程可知,該部分氣流具有高速低壓的特點,且在超音速條件下氣流向上折轉(zhuǎn)的擾動沿流向傳遞。在該部分氣流越過前緣后,流通面積突然增大而形成膨脹波,使超音速來流繼續(xù)加速降壓,最后在反安定面、鴨舵與彈頭上表面形成低壓區(qū),使彈頭升力系數(shù)增加。反觀M3模型(如圖19(c)所示),因其小展弦比大后掠角的外形,氣流沿邊條翼反安定面流動時反安定面起到的凸壁作用很小,氣流在沿軸向運動的過程中越過反安定面前緣形成較強(qiáng)的邊條渦,帶動周圍氣流使其旋轉(zhuǎn)運動并以較強(qiáng)的軸向速度向后發(fā)展。該部分氣流流動過程中流通面積沒有經(jīng)歷突變,因此膨脹波強(qiáng)度較M1和M2模型的大幅減小,導(dǎo)致彈頭上表面形成低壓區(qū)的范圍很小,使彈頭升力系數(shù)減小。

圖19 Ma=2.0,α=10°工況下反安定面及舵面空間流線圖Fig.19 Space flow line of the split canard and canard in Ma=0.6,α=10°

在3個模型中彈頭下部高壓區(qū)產(chǎn)生的主要原因是反安定面與鴨舵產(chǎn)生的斜激波。而因為反安定面外形不同,各個模型波系有一定差異(如圖20所示):M1和M2模型中激波位置主要在鴨舵和梯形翼反安定面前;M3模型中激波位置在彈頭鼻錐與邊條翼反安定面前端下方。在M1和M2模型中,超音速來流流經(jīng)迎風(fēng)面時,除彈頭鼻錐之外,鴨舵和梯形翼反安定面對來流起到了直接的壅塞作用產(chǎn)生激波,而后激波使波后壓力增加產(chǎn)生了高壓區(qū)。但在M3模型中,超音速來流在流至彈頭鼻錐處時在鼻錐和邊條翼反安定面前緣阻擋,生成了遠(yuǎn)超M1和M2模型的頭部激波,使鼻錐下高壓區(qū)的壓力系數(shù)值大于M1和M2模型的。但該部分氣流在經(jīng)過激波后被邊條翼反安定面限制在AC3和AC4反安定面之間發(fā)展,又因邊條翼反安定面弦長較長,氣流在邊條翼反安定面下流動發(fā)生過程較長,氣流流向基本與邊條翼反安定面平行。在邊條翼反安定面的限制下,氣流流至鴨舵前只會受到邊條翼反安定面與鴨舵間膨脹波影響而輕微折轉(zhuǎn),無舵偏時氣流到達(dá)鴨舵后與鴨舵間夾角較小,因而激波產(chǎn)生的壅塞度小,導(dǎo)致激波強(qiáng)度較M1和M2模型的有較大減小,鴨舵下因激波產(chǎn)生的高壓區(qū)也減小。

圖20 Ma=2.0,α=10°工況下z=-0.35D截面壓力系數(shù)云圖Fig.20 Cloud plot of pressure coefficient of z=-0.35D section in Ma=2.0,α=10°

3 全彈操縱性影響分析

圖21為不同馬赫數(shù)下δBC=10°時全彈俯仰力矩系數(shù)示意圖,此時質(zhì)心系數(shù)為0.5。在相同反安定面面積的情況下,亞音速時α=0°～13°攻角范圍內(nèi),M2模型俯仰力矩系數(shù)減小較多,其余攻角范圍內(nèi)M3模型減小較多;M2模型平衡攻角增大3°,M3模型平衡攻角增大2°。此外,在亞音速工況下,M1和M2模型的俯仰力矩系數(shù)隨著攻角增大而較小,但是M3模型在攻角達(dá)到α=30°后,俯仰力矩系數(shù)的變化會較小直到攻角達(dá)到40°。Ma=2.0工況下,除攻角α=37°～45°范圍外,M2模型俯仰力矩系數(shù)減小較多,M2模型平衡攻角增大2°,M3模型平衡攻角增大1°。當(dāng)馬赫數(shù)增加至4.0后,M2和M3模型的俯仰特性非常接近,兩者相較于M1模型的平衡攻角都增加了2°。

圖21 不同工況下全彈俯仰力矩系數(shù)示意圖Fig.21 Pitch moment coefficients at Ma=0.6, Ma=2.0 and Ma=4.0

4 總結(jié)

本文采用數(shù)值模擬方法對鴨式布局導(dǎo)彈及不同反安定面的雙鴨式布局導(dǎo)彈不同工況下的氣動特性進(jìn)行研究,得到以下結(jié)論:

①在反安定面面積的相同情況下,Ma≤2.0時,中小攻角范圍內(nèi)M2模型除升阻比外的全彈升阻力系數(shù)增加量和壓心前移量要大于M3模型的。此外,M2模型的彈頭受干擾情況要優(yōu)于M3模型。但當(dāng)Ma>4后,M3模型的升阻特性和壓心前移量要優(yōu)于M2模型。

②反安定面,特別是邊條翼反安定面,會抑制彈頭上洗流,減小鴨舵當(dāng)?shù)毓ソ呛投嫦卤砻鎵毫ο禂?shù);在超音速工況下,梯形翼反安定面會產(chǎn)生較強(qiáng)的激波和膨脹波,而邊條翼反安定面不會甚至?xí)魅貘喍娈a(chǎn)生的波系。

③邊條翼反安定面分離渦呈螺旋狀且強(qiáng)度大,鴨舵渦在其誘導(dǎo)作用下強(qiáng)度和作用范圍也增大,因而鴨舵上表面壓力系數(shù)值減小。

④在添加反安定后,全彈壓心系數(shù)前移,平衡攻角增大,M2模型在Ma=0.6工況下增加3°,Ma=2.0和Ma=4.0工況下增加2°;M3模型在Ma=0.6工況下增加2°,Ma=2.0工況下增加1°,在Ma=4.0工況下俯仰特性與M2模型相近,平衡攻角增加了2°。