尾翼對超空泡航行器形態及力學特性影響實驗研究

裴 譞,張宇文,袁緒龍,張紀華

(西北工業大學航海學院,西安 710072)

0 引 言

超空泡是水流空化得以充分發展而形成的,當水下運動體被一個穩定的超空泡所包圍時,其運動的摩擦阻力可減少90%以上,可顯著提高水下武器的航行速度[1]。二次世界大戰以后,美國、前蘇聯、德國等國家開始嘗試利用這一原理研制高速水下航行體。其中俄羅斯取得成績最為引人注目,速度可達90～100m/s的“暴風雪”水下超空新型泡航行器,已經裝備部隊,并投放國際武器市場[2]。這也導致了美、德、英和法國等西方國家從20世紀90年代初至今的第二次研究熱潮[3]。

由于技術等因素的限制,目前以“暴風雪”為代表的超空泡航行器僅僅擁有直航特點,并不具備航行器機動彈道特性,這使得航行器的突防效果和使用范圍出現了明顯的局限性,且隨著當前水面艦艇與水下航行器硬殺傷攔截手段的日益豐富,對超空泡航行器機動彈道的要求日益提高[4]。超空泡航行器的控制原理主要涉及控制力的產生問題。給超空泡航行器提供控制力[5],實現對航行器的運動控制有3種可能的途徑：利用矢量推進器改變推力方向;頭部空化器同時用作控制面,改變空化器迎角,產生法向力分量用于控制;配置尾部控制面,利用控制面舵角產生控制力[6]。介紹了西北工業大學通氣空化水洞中進行的水下航行體的超空化尾翼力學試驗。研究了不同尾部尾翼安裝位置、安裝后掠角對超空泡的形態及其力學特性之間的關系,探討研究了這些參數的變化對力學特性的影響規律。

1 實驗設備

實驗模型如圖1所示,分為空化器,通氣碗,前錐段,圓柱段,尾翼和尾噴管6部分組成[7],其中空化器為0°迎角圓盤空化器,空化器相對直徑

式中Dn為空化器直徑;D為圓柱段直徑。

圖1 實驗模型Fig.1 Experimental model

實驗是在西北工業大學高速水洞中展開的,該水洞洞體為封閉循環式管道,工作段尺寸為0.4m×2m,工作段水速在0～18m/s連續可調,工作段壓力20～300kPa連續可調,最低水洞空化數0.15。水洞輔助裝置主要包括水質處理系統,水中含氣量控制與排除系統,實時數據自動采集、處理和顯示系統等。為了便于數據處理,實驗中采用高速攝像機進行圖像采集[8],用以記錄并校核超空泡形態。為本項實驗專門研制了通氣、壓力控制與采集系統,其中通氣系統包括最高壓力為0.6MPa的大功率空氣壓縮機及其配套的通氣管路系統、通氣流量控制器和數據采集與控制板卡等,可同步實現3路通氣的無級調節。壓力采集系統可進行空泡內多點壓力、水洞總壓與工作段壓力實時數據的采集。實驗模型采用模塊化構成[9],包括頭部空化器、前錐段、圓柱段、尾噴段,可拆卸尾翼以及垂直支桿等。空化器選用可更換的可變迎角圓盤形狀系列。為了消除模型尾部垂直支桿對模型尾部流場的影響,設計翼型導流罩,所有信號連線和通氣管均通過導流罩引出洞體。模型在水洞中采用水平尾支撐安裝方式(參見圖2)。

圖2 模型安裝示意圖Fig.2 The installation of model

2 實驗結果與分析

試驗環境為：工作段背壓為0.12MPa,來流速度為12m/s,迎角變化范圍為-0.6°～0.6°。

2.1 空泡形態特性

空泡形態的變化特性與來流雷諾數,空化器相對直徑與通氣流量等因素有較為密切的關系,本節將討論其對空泡形態的影響特性[10]。

雷諾數對空泡的影響主要反映主體空泡閉合位置[11],雷諾數越大,即來流速度越快,主體空泡閉合點越靠后,空泡的附體效果越好[12]。試驗中為了實現通氣空泡的最快生成,并考慮水洞的實際水速,試驗雷諾數Re=8.0×106。

空化器對空泡的影響特性表現為空泡最大直徑改變[13],試驗中由于背壓較高,因此為了獲得較為理想的附體空泡,采用ˉD=0.33作為空化器直徑。

試驗通氣流量分為3種工況：(1)40L/min;(2)60L/min;(3)100L/min。尾翼后掠角為0°,模型迎角為0°。

圖3給出了不同工況下空泡形態對比。可見隨著通氣量增大,空泡尺度增大[14]。由于重力效應[15]較小,故空泡上下閉合點位置較為接近,與此同時尾翼開始空化[16],但是由于空泡尾部上漂,尾翼上下空化不對稱。

圖3 不同通氣量下空泡形態Fig.3 The shape of cavity on the different gas ventilated rate

為了保證航行器尾部尾翼具有足夠的控制力,必須保證控制面具有相當的確定沾濕區域,以保證控制力是可預知的,同時確保控制力的變化是漸進的[17]。從實驗中注意到,對于通氣超空泡航行器,由于空泡泄氣過程對模型尾部與底部的作用,尾部尾翼上下出現了不同程度的沾濕面積上的差異,因此不可避免出現在有迎角狀態下的橫滾力矩,需要通過相應手段加以克服。

圖4給出了0°后掠角尾翼變迎角試驗的空泡形態照片。可見隨著模型迎角增大,空泡偏向一側,由于氣流減少尾翼空泡逐漸減小并消失。

圖4 不同迎角下空泡形態Fig.4 The shape of cavity on the different attack angle

2.2 尾翼對航行器力學特性的影響

試驗采用兩種試驗模型：(1)光體模型;(2)安裝尾翼的全狀態模型。模型的迎角為0°。

圖5給出了模型有無尾翼下空泡形態的對比照片,主體空泡尾部閉合狀態出現明顯的差別,模型光體狀態下,空泡基本呈橢圓體結構,且尾部渦管區較為平穩,無明顯脈動泄氣現象;當尾翼空泡產生的狀態下,尾翼在穿刺空泡壁面過程中對空泡尾部閉合起到了明顯的延伸作用,空泡呈明顯拉長橢球體,且渦管出現有較為強烈的脈動泄氣,尾流區空泡壁面振動也較為明顯。

圖5 模型有無尾翼空泡形態Fig.5 The shape of cavity with or without wing

如圖6所示,光體狀態下模型的空化阻力系數較全狀態模型的空化阻力系數有明顯下降,這是由于尾翼的部分穿刺空泡實現局部沾濕所造成的,且由局部沾濕所帶來的阻力對整個模型的阻力貢獻非常明顯。

圖7和8給出了不同工況下模型的側向力和力矩特性曲線。可以明顯觀察到,光體狀態下模型的側向力系數和側向力線斜率較全狀態下模型明顯減小,但與彈體側向力對整個模型的貢獻而言算小量。法向力矩變化規律與側向力變化規律相類似,但光體在臨界迎角區域的靜穩定特性表現不明顯。

圖6 模型阻力特性曲線Fig.6 The drag characteristic of model

圖7 模型側向力特性曲線Fig.7 The yawning force characteristic of model

圖8 模型力矩特性曲線Fig.8 The moment characteristic of model

2.3 不同后掠角對航行器力學特性的影響

試驗共設計 3 種尾翼后掠角：0°,30°和60°。在每一種后掠角模型狀態下,以12m/s水速記錄空泡形態,測量整個模型的流體動力。

如圖9所示,在不同后掠角狀態下,空泡閉合出現明顯的差異。尾翼對流動的阻滯作用對超空泡的閉合是有利的,后掠角越大,尾翼高度越低,對空泡閉合的影響越小,尾翼露出空泡的穿刺長度越小,作為舵使用時舵效越低。

圖9 不同尾翼后掠角空泡形態Fig.9 The shape of cavity on the different sweepback angle

圖10給出了不同尾翼后掠角條件下的模型在空化前后的阻力特性曲線。由對比30°和60°尾翼后掠角模型阻力系數可以發現,尾翼后掠角越大,模型的沾濕阻力和空化阻力越小,尤其是空化阻力系數變化很大,從降低模型總體阻力系數的角度看,應采用大后掠角尾翼,但是由于大后掠角狀態下,尾翼穿刺空泡壁面較為困難,且容易產生較為明顯的翼面空泡,無法保證尾翼的有效沾濕面積,故作用在尾翼上的作用力亦較小,為了實施機動航行控制,所需舵角較大的情況下,還需考慮舵效問題。

圖11給出了不同尾翼后掠角條件下的模型空化前后的側向力特性曲線。可見,尾翼后掠角越大,模型的空化側向力線斜率越小,即舵效越小,但是舵效變化引起的側向力相對迎角引起的側向力變化為小量。

圖11 模型側向力特性曲線Fig.11 The yawning force characteristic of model

綜上所述,尾翼后掠角對模型阻力與側向力特性的影響為：后掠角越大,模型阻力系數越小,側向力線斜率越低。

為了減小模型總體空化阻力系數,可以考慮使用小后掠角尾翼,但是為了獲得足夠的舵效進行機動航行控制,需要較大的舵效。因此應當根據特定階段的需要綜合考慮,選用適當的尾翼后掠角。

2.4 不同尾翼安裝位置對航行器力學特性的影響

試驗共設計3種尾翼安裝位置,分別以尾翼前緣根部距離頭部位置相對比例作為設計工況,即ˉL1=L1/L,式中L1為尾翼前緣根部距離頭部長度,L為模型全長,則實驗工況為：ˉL1=0.854,ˉL1=0.864和ˉL1=0.874。在每一種安裝位置工況下,以12m/s水速做變迎角測力試驗,記錄空泡形態,測量整個模型的流體動力。

圖12 不同尾翼安裝位置時空泡形態對比Fig.12 The shape of cavity on different tail wing installation positon

從圖12中可以觀察到,尾翼安裝位置對超空泡形態的影響主要表現為：尾翼安裝位置越靠前,尾翼從主體空泡獲得的氣量越多,尾翼空泡尺度越大。且由于尾翼空泡的影響,導致空泡尾部閉合位置的不同從而造成整體超空泡流型的不同,即當尾部空泡實現完全生成狀態下,空泡半徑

式中：L為尾翼展向長度;r為模型半徑。

尾端空泡橢球體閉合外形出現階躍變化,等效于主體空泡閉合被強制性阻滯拉升,改變空泡流型,有效延伸了空泡閉合點。

圖13給出了不同尾翼安裝位置的模型空化前后阻力特性曲線。可見安裝位置對沾濕狀態的模型阻力幾乎沒有影響,空化后,安裝位置靠后的阻力系數相對較大。

圖13 模型阻力特性曲線Fig.13 The drag characteristic of model

圖14給出了不同尾翼安裝位置的模型空化前后側向力特性曲線。可見尾翼安裝在工況1變化較小,工況2和3時,模型側向力特性變化較大,說明尾翼安裝偏前,對體空泡形態及其閉合的影響較大,由于尾翼空泡的作用,等同于增大尾部空泡直徑,滯遲空泡尾端面的生成,等效于整體拉長超空泡,因而導致模型主體側向力特性變化較大。

圖14 模型側向力特性曲線Fig.14 The yawning force characteristic of model

圖15給出了不同尾翼安裝位置的模型空化前后俯仰力矩特性曲線。可見尾翼安裝在工況1變化較小,工況2和3時,模型俯仰力矩特性變化較大,說明和側向力變化特征相類似,尾翼安裝偏前,對體空泡形態及其閉合的影響較大,導致模型俯仰力矩特性變化較大。

圖15 模型俯仰力矩特性曲線Fig.15 The moment characteristic of model

綜上所述,尾翼安裝位置對模型阻力和側向力的影響為：尾翼安裝位置越靠后,沾濕阻力變化較小,但空化阻力明顯增大;空化側向力與力矩特性相類似,由于空泡的增升效果的減弱,尾翼安裝位置越靠后,空化側向力和空化力矩越小。

故從減阻效果及其側向力特性上分析,尾翼靠前布置,能夠有效減小阻力,增大航行器側向力與力矩,對整個航行器機動航行是有利的。但尾翼位置過于靠前,將造成航行器空化狀態下側向力焦點靠前,使得航行器的靜穩定度下降,不利于其自身的姿態保持與恢復。

3 結束語

通過對航行器尾翼通氣超空泡實驗研究,可以得到以下結論：

(1)在進行超空化的實驗研究中,采用人工通氣超空化用以提高泡內壓力從而減小空化數的方法切實可行;

(2)尾翼對空泡形態的閉合具有較為明顯的影響,特別是當尾翼形成翼面空泡后,對整個航行器主體空泡的閉合具有一定的遲滯作用;

(3)當尾翼拉長主體空泡后,尾部渦管區域出現明顯的脈動泄氣現象;

(4)尾翼的后掠角減小將減小尾翼的空泡壁面穿刺量,因此有利于降低航行器的空化阻力,但可能造成尾翼舵效的下降;

(5)尾翼安裝位置對主體空泡的影響主要體現在與空泡壁面的交點,尾翼越靠前,空泡對尾翼的包絡性越好,阻力越小,側向力和力矩越大。

通過分析上述影響效果,說明了尾翼的自身結構、后掠角與安裝位置對航行器的力學特性具有較大的影響,翼身/彈泡耦合同時影響阻力、側向力與法向力矩,因此在尾翼的選取上需要綜合考慮,從而得到尾翼的最優設計。在未來的研究中,將采用PIV技術研究尾翼與彈體、附體空泡之間的流場耦合關系。

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