矢量噴流下導彈大攻角繞流的流動顯示研究*

張永升

(中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引言

隨著戰術性能指標要求的提高，大機動和超機動飛行已經成為導彈必須具備的基本特征。大攻角是實現大機動和超機動飛行的前提。另外，戰術導彈在垂直發射升空后，要求導彈能短時間內在低動壓區內完成快速轉彎機動。為了實現導彈的快速轉彎，須通過姿態控制使導彈迅速實現大攻角飛行。在型號研制過程中，必須提供大攻角的氣動特性，因此大攻角氣動特性問題是導彈預研中一項關鍵技術［1］。

導彈在大攻角下會出現彈身繞流的非對稱流動現象，伴隨著出現很大的側向力和偏航力矩。國內外學者對導彈大攻角非對稱流動開展了大量的研究工作［2-4］，研究了非對稱空間渦系的結構及演化特性等內容。另外也有很多學者對大攻角非對稱渦的流動控制開展了大量的研究工作［4-6］，主要包括設置頭部微擾動和頭部振動片等方法。

文中通過流動顯示的方法研究了矢量噴流對導彈大攻角繞流的影響特性，分析了矢量噴流對導彈大攻角非對稱流動的控制作用。

1 模型及試驗方法

1.1 試驗模型

試驗模型采用簡化的尖拱頭細長體導彈模型，長細比為10。模型頭部為尖拱形，長細比為3。模型示意圖如圖1所示。取模型上距頭部位置為x/D=2.0和3.0的兩個截面作為流動顯示截面。根據之前的研究工作［7］，這兩個截面是導彈頭部非對稱流動空間渦系演化非常明顯的截面。

由于需要加入噴流系統，故整個模型采用腹部支撐方式。模擬噴流的高壓氣流通過腹支架進入細長體模型內部，高壓氣流經過模型內部的管道后由模型尾部的噴管噴出。氣源系統的最大壓力為3 MPa，可通過調整供氣系統中的調壓閥開度來控制噴流總壓的大小，以達到改變噴流落壓比NPR的目的。

圖1 模型示意圖

噴管為面積比AR=1.2的二元矩形噴管，面積比AR是指噴管出口面積與喉道面積之比。噴管的偏角為 20°。

1.2 試驗方法

流動顯示試驗采用激光片光流動顯示方法。本次試驗的片光流動顯示試驗系統設備包括氬離子激光器、示蹤粒子發生器和記錄試驗結果的照相機一臺。

激光片光流動顯示試驗使用的激光器是氬離子激光器。該氬離子激光器由電源、激光器、冷卻管路、光學系統組成。光學系統包括一只全反射鏡和一只柱鏡，全反射鏡用來改變未擴束前的激光光路，柱鏡用來進行扇形擴散使圓柱形激光光柱形成片狀光源。

片光流動顯示試驗的信息記錄使用了一部尼康F20相機，配合一只300 mm焦距的Nikkor鏡頭。

本次片光試驗使用的示蹤粒子發生器是丹麥DANTEC公司生產的10E03示蹤粒子發生器。該粒子發生器使用外部通入的高壓氣體將粒子發生器儲罐中的液體介質迅速霧化后得到平均直徑2～5 μm的液滴，并且可以通過調節粒子發生器上的閥門達到控制粒子噴出速度的目的。

2 導彈大攻角非對稱繞流的流動顯示

首先通過流動顯示的方法觀察大攻角下導彈頭部截面的非對稱繞流現象。圖2是迎角50°、風速60 m/s下導彈模型在x/D=2截面的流動顯示結果(流動顯示圖片所示結果都是從尾部向頭看，下同)。

圖2 導彈模型x/D=2截面流動顯示結果

根據前人的研究工作［2-4］，大攻角下導彈頭部會有一對比較集中的非對稱的分離渦。由圖2可以清楚地看出彈身背渦呈現明顯的非對稱流動現象。圖2中x/D=2截面左側的渦是低位渦VL1，彈身繞流呈左渦型，低位渦VL1一側對物面的誘導吸力大于高位渦VR1一側的誘導吸力，因此表現出向左的側向力，如之前的工作［7］中截面測壓試驗得到的x/D=2截面的側向力為負值相對應。

3 矢量噴流對導彈頭部非對稱繞流影響的流動顯示

矢量噴流下導彈大攻角繞流的流動顯示研究具體試驗方法如下:調整片光光路到所測的導彈截面位置，調整相機視角并固定不動，先觀察記錄沒有噴流下的截面流動，然后開啟噴流并觀察記錄截面流動的變化。

圖3和圖4是迎角50°、風速60 m/s時在有/無噴流下導彈彈身頭部x/D=2和x/D=3截面的流動顯示結果。

圖3 有/無噴流下x/D=2截面流動顯示結果

由圖3和圖4可以看出，矢量噴流使得導彈彈身頭部繞流非對稱背渦在同一截面處的渦位有所升高。如之前的工作［7］中截面測壓試驗結果來看，截面側向力的類正弦曲線的拐點前移。根據前人的研究結果［2-4］，拐點位置是新生渦產生的位置。所以本質上是矢量噴流作用下渦系演化位置的提前，使得前面截面的高位渦從物面脫落的位置提前，同時新生渦產生的位置也提前。這種提前的演化使得非對稱渦系沿軸線向后發展的過程中的背渦在同一截面處的渦位會比無噴流時升高。

圖4 有/無噴流下x/D=3截面流動顯示結果

圖5和圖6是通過數值模擬得到的迎角50°、風速60 m/s時導彈彈身的側向力系數Cc和偏航力矩系數Cn等隨噴流落壓比NPR的變化特性曲線(力矩作用點取在彈身長度一半的位置，參考面積取彈身等直段的底面積，參考長度取彈身軸向長度)。

圖5 不同NPR下導彈彈身的側向力系數

圖6 不同NPR下導彈彈身的偏航力矩系數

由圖5可以看出:整個彈身的側向力系數Cc隨著噴流落壓比NPR的增大而明顯減小，最大減幅可達到84.7%。這說明矢量噴流對彈身的大迎角非對稱繞流有抑制作用，噴流的抑制作用有效的減弱了彈身大迎角下受到的側向力。但側向力系數Cc隨著噴流落壓比NPR的增大而減小到一定程度之后就幾乎不變了，如圖中到NPR=3之后的側向力系數Cc就變化很小。這是由于到NPR=3之后噴管出口已經達到設計Ma數，噴流落壓比的增加將不會再改變噴管的出口Ma數，因此噴流落壓比的增加將不會對彈身繞流再起作用。

由圖6可以看出:隨噴流落壓比NPR的增大導彈彈身的偏航力矩系數Cn大幅減小，最大減幅可達到55%，并且當隨著噴流落壓比繼續增大到NPR=3以后即噴管出口達到設計Ma數以后導彈彈身的偏航力矩系數Cn不再變化。這與得到的導彈彈身側向力系數減小的趨勢是相對應的，說明矢量噴流可以減小導彈彈身在大攻角下偏航力矩。

由上述分析可知:矢量噴流對導彈大攻角下的非對稱繞流有一定的控制作用，可以有效的減小導彈彈身的側向力系數和偏航力矩系數。

4 結束語

文中通過流動顯示的方法研究了矢量噴流對導彈大攻角非對稱繞流的影響。研究結果顯示:矢量噴流的誘導作用使同一截面處非對稱脫體渦的渦位抬高，本質上是矢量噴流促使了導彈彈身表面新生渦起始點前移，即矢量噴流改變了彈身繞流空間渦系結構沿軸向的演化特性，矢量噴流對導彈大攻角下的非對稱流動起到了一定控制作用。

［1］董月娟.導彈大攻角氣動特性計算［J］.戰術導彈技術，1995(4):10-17.

［2］HUNT B L.Asymmetric vortex forces and wakes on slender bodies，AIAA-82-1336［R］.1982.

［3］ERICSSON L E，REDINGJ P.Aerodynamics effects of asymmetric vortex shedding from slender bodies，AIAA-82-1797［R］.1985.

［4］DENG Xue-ying，WANG Yan-kui.Asymmetric vortices flow over slender body and its active control at high angle of attack［J］.Acta Mechanica Sinica，2004，20(6):567-579.

［5］董國國，王學占，王立強.戰術導彈非對稱渦控制技術研究［J］.彈箭與制導學報，2012，32(6):20-23.

［6］顧蘊松，明曉.大迎角細長體側向力的比例控制［J］.航空學報，2006，27(5):746-750.

［7］王延奎，張永升，鄧學鎣，等.矢量噴流對細長體大迎角非對稱流動影響研究［J］.力學學報，2007，39(3):289-296.