卷弧翼對(duì)導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)特性影響研究*

程玉慶，蔣勝矩，鄭 琨，王 建

(中國(guó)兵器工業(yè)第203研究所，西安 710065)

0 引言

導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)的目的，主要是為了保持彈體的穩(wěn)定性，便于控制，并提高命中精度。滾動(dòng)控制力矩，由彈體上的斜置尾翼或弧翼提供。由于彈體容積較小，一般只有一對(duì)簡(jiǎn)單的空氣舵操縱機(jī)構(gòu)，可同時(shí)操縱導(dǎo)彈的縱向和側(cè)向運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)單通道控制，但精度較低，通常要采用人工遙控或其他的輔助控制方式。防空導(dǎo)彈多采用的是雙通道控制方式[4－6]。

卷弧翼由于其具有折疊方便的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，能夠滿(mǎn)足彈箭兵器體積最小化，攜帶方便的要求，因此在制導(dǎo)兵器設(shè)計(jì)中得到廣泛應(yīng)用。卷弧翼特殊的結(jié)構(gòu)形式會(huì)產(chǎn)生自誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)，且在亞音速和超音速時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩?fù)Q向使其在對(duì)轉(zhuǎn)速有一定要求的導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中帶來(lái)麻煩，因此需要對(duì)其不同結(jié)構(gòu)安裝形式下的卷弧翼滾轉(zhuǎn)特性進(jìn)行研究，以揚(yáng)長(zhǎng)避短。

文中主要通過(guò)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)兩種方法來(lái)研究卷弧翼不同安裝方式的滾轉(zhuǎn)力矩特性，確定了四種安裝方式，每種方式的彈翼均具有4°的斜置角，斜置方向?yàn)閺膹楏w尾部向前看產(chǎn)生逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)效果。

1 數(shù)值計(jì)算

1.1 計(jì)算狀態(tài)

文中分別對(duì)四種安裝方式模型進(jìn)行計(jì)算，主要分析了不同馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角下的滾轉(zhuǎn)力矩變化規(guī)律。計(jì)算來(lái)流馬赫數(shù)范圍0.3～3.0，來(lái)流攻角范圍－4°～12°，側(cè)滑角0°～8°，計(jì)算大氣條件為標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣。四種安裝模式的示意圖如圖1～圖4。

1.2 計(jì)算結(jié)果及分析

以下給出了正裝、反裝、對(duì)裝1、對(duì)裝2和均值(正裝與反裝的算術(shù)平均)在不同側(cè)滑角和攻角下的對(duì)比分析。

圖5～圖9分別給出了不同攻角0°、4°、8°、12°，在相同的側(cè)滑角0°時(shí)，不同安裝形式的滾轉(zhuǎn)力矩隨馬赫數(shù)的變化曲線(xiàn)。通過(guò)對(duì)比可以看出正裝與反裝在馬赫數(shù)1.2附近曲線(xiàn)有交叉，說(shuō)明了卷弧翼在跨音速范圍存在滾轉(zhuǎn)換向;對(duì)裝1和對(duì)裝2兩種方式在小攻角下(－4°～4°)基本重合，大攻角下略有差異，但其值均介于正裝、反裝之間，且對(duì)裝1的值與均值吻合更好，基本消除了卷弧翼的滾轉(zhuǎn)效應(yīng)。從結(jié)構(gòu)形式上看對(duì)裝1為軸對(duì)稱(chēng)，對(duì)裝2為面對(duì)稱(chēng)。進(jìn)一步的分析可以發(fā)現(xiàn):在超音速時(shí)正裝方式的滾轉(zhuǎn)力矩小于對(duì)裝1方式的值，即超音速時(shí)弧翼誘導(dǎo)的滾轉(zhuǎn)與彈翼斜置產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)方向相反，弧翼在超音速時(shí)誘導(dǎo)順時(shí)針(從彈體尾部向前看)的滾轉(zhuǎn)力矩(背向弧翼曲率中心的旋轉(zhuǎn));同理亞音速時(shí)弧翼誘導(dǎo)面向曲率中心的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩。

綜合比較分析，對(duì)裝1和對(duì)裝2基本消除了弧翼的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)，更有利于導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)控制，從結(jié)構(gòu)形式上看對(duì)裝1具有更好的對(duì)稱(chēng)性，便于實(shí)現(xiàn)。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)研究

2.1 試驗(yàn)設(shè)備

在CG－01風(fēng)洞開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。CG－01風(fēng)洞是一座下吹式、直流、暫沖、亞跨超聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段橫截面為0.6m×0.6m，實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)為2050mm，超音速采用更換噴管的方式來(lái)改變馬赫數(shù)。風(fēng)洞有迎角機(jī)構(gòu)，用于支撐天平、模型和改變模型迎角，實(shí)驗(yàn)段兩側(cè)有690mm×240mm的光學(xué)玻璃觀察窗，供在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中觀察模型姿態(tài)和紋影照相，并配有六分量天平、紋影儀和常規(guī)實(shí)驗(yàn)設(shè)備。

2.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图盃顟B(tài)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮囼?yàn)狀態(tài)如下:

本次試驗(yàn)對(duì)馬赫數(shù)0.3 ～3.0，攻角 －4°～12°，側(cè)滑角0°的兩種對(duì)裝、反裝、正裝4個(gè)模型分別進(jìn)行了吹風(fēng)，每個(gè)模型均具有相同的4°斜置角。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D10所示。

圖10 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2.3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ头譃檎b、反裝、對(duì)裝1和對(duì)裝2共計(jì)4種安裝形式，其中曲線(xiàn)圖標(biāo)中的均值是指正裝與反裝的算術(shù)平均，以下對(duì)其進(jìn)行了對(duì)比分析。

圖11～圖15給出了零度側(cè)滑角時(shí)不同安裝方式下滾轉(zhuǎn)力矩隨攻角的變化曲線(xiàn)，對(duì)比可以看出在亞音速由于力矩較小，曲線(xiàn)規(guī)律性較差，原因在于天平量程較大，實(shí)際載荷在天平量程的5%之內(nèi)，導(dǎo)致測(cè)試誤差較大，數(shù)據(jù)分析主要以超音速為主，亞音速僅供參考。

正裝與反裝在馬赫數(shù)1.2附近曲線(xiàn)有交叉，證明了卷弧翼自身誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)換向現(xiàn)象;兩種對(duì)裝形式的值位于正反裝之間，與正反裝的均值比較接近，表明對(duì)裝可以基本消除卷弧翼的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)。

通過(guò)與計(jì)算結(jié)果曲線(xiàn)對(duì)比分析可見(jiàn)，試驗(yàn)曲線(xiàn)和計(jì)算結(jié)果具有相同的規(guī)律，從而驗(yàn)證了計(jì)算結(jié)果的可信性。

3 計(jì)算和實(shí)驗(yàn)對(duì)比

圖16給出了計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比圖，從圖中可以看出計(jì)算曲線(xiàn)和實(shí)驗(yàn)曲線(xiàn)貼合得非常好，從而驗(yàn)證了計(jì)算方法的可行性和計(jì)算結(jié)果的正確性。

4 結(jié)論

綜上所述可以得到如下結(jié)論:

1)通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果對(duì)比，證明了數(shù)值計(jì)算方法的正確性，計(jì)算結(jié)果的可信性。

2)兩種方法均再現(xiàn)了卷弧翼的自身誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象，且在跨音速出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)換向。

3)研究表明，文中提出的兩種對(duì)裝形式能夠消除卷弧翼的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩，利于導(dǎo)彈轉(zhuǎn)速的設(shè)計(jì)，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

[1]吳甲生.制導(dǎo)兵器氣動(dòng)布局與氣動(dòng)特性[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2008.

[2]范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社，2002.

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[4]余祖鑄.導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定的分析[J].上海航天，1998(5):14－19.

[5]陳羅婧，劉莉，于劍橋.雙通道控制旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀回路的數(shù)學(xué)變換及其耦合性分析[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，27(10):847－850.

[6]陳羅婧，劉莉，于劍橋.雙通道控制旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀解耦控制研究[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2008，28(1):11－14.