大展弦比軸對稱氣動布局應用研究

謝漢橋,劉 述,陳振教

(湖南云箭集團有限公司,長沙 410081)

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大展弦比軸對稱氣動布局應用研究

謝漢橋,劉 述,陳振教

(湖南云箭集團有限公司,長沙 410081)

以大展弦比軸對稱氣動布局為研究對象,通過數學仿真計算和風洞試驗得到大展弦比軸對稱氣動布局的升阻力特性和彈翼受力情況。考慮到彈翼在氣動載荷作用下會產生上翻現象,分析了彈翼上翻5°和10°時對全彈升阻力的影響。針對大展弦比氣動布局采用折疊式彈翼組件的特點,分析了彈翼展開機構不同步對全彈氣動特性的影響。結果表明,彈翼上翻對升力影響較大,對阻力影響可以忽略;彈翼展開不同步對全彈氣動特性影響較小。根據小型無人機載彈作戰任務,提出了大展弦比軸對稱氣動布局在無人機彈藥上使用的建議。

小型彈藥;大展弦比;軸對稱;氣動布局

地面防空系統的發展使載機投彈時面臨的威脅越來越大,對機彈安全性的要求越來越高,在制導彈藥方面越來越重視彈藥的增程化設計,如美國小型化制導彈藥“SDB”所采用的“菱形背”彈翼。在高空投放時其射程可達80 km以上,大幅度提高了制導彈藥的使用射程,已具備防區外發射能力。“菱形背”彈翼組件是面對稱布局,在低速無人機上使用時,全彈動壓較小,側向機動能力較差,采用傾斜轉彎雖可提高面對稱彈的側向機動能力,但氣動耦合的影響使控制系統的設計難度加大。而采用軸對稱氣動布局的制導彈藥無論縱向和側向均能產生同樣大小的升力,且升力的大小和作用點與彈體繞縱軸的旋轉無關,即彈體無論如何旋轉,無論在何種姿態下飛行,全彈升力的大小和作用點均不變,任何姿態下所產生的升力都具有快速響應特性,可極大降低制導控制系統的設計要求。因此,為了降低設計成本,簡化制導控制系統設計,在低成本小型無人機制導彈藥設計上采用了大展弦比軸對稱的氣動布局形式,如“長釘-NLOS”和“蝰蛇打擊”[1],都使用了折疊式大展弦比軸對稱氣動布局。

本文以大展比(展弦比大于5)軸對稱氣動布局為研究對象,分析了大展弦比軸對稱氣動布局在設計中需要考慮的關鍵問題,作為工程上大展弦比軸對稱氣動布局設計的參考和依據。

1 升阻比特性及彈翼載荷

圖1為“蝰蛇打擊”和“長釘-NLOS”彈藥圖。

圖1 “蝰蛇打擊”和 “長釘-NLOS”彈藥圖

本文模型采用“×”型四片大展弦比彈翼和“×”四片全動尾舵正常式氣動布局,全彈質量為40 kg,全彈長為1 500 mm,彈徑為140 mm,翼展為1 150 mm,彈翼后掠角為15°,彈翼法向弦長為100 mm,彈翼最大厚度為6 mm。模型采用四片全動尾舵翼,尾舵展長為350 mm,尾舵前緣后掠角為15°,尾舵后緣后掠角為0°,尾舵稍弦長為85 mm,尾舵最大厚度為6 mm。利用CFD軟件計算和風洞試驗得到其基本氣動特性[2-4]。

1.1 升阻力特性

計算和試驗條件為0°舵偏角和0°氣流扭角時,收翼狀態和展翼狀態不同馬赫數條件下,升力系數CL隨攻角α的變化曲線如圖2所示。阻力系數CD隨攻角的變化曲線如圖3所示[5]。

圖2 升力特性隨攻角的變化曲線

圖3 阻力特性隨攻角的變化曲線

由圖2、圖3可知,全彈升阻力氣動特性:

①最大升力系數達到7,最大阻力系數超過3;

②阻力系數與攻角近似為平方關系;

③攻角小于8°時,升力系數隨攻角變化的線性度較好。

1.2 氣動載荷特性

通過計算和風洞試驗得到單片彈翼上所受到的法向力Fy如圖4所示。

圖4 單片彈翼上受到的法向力

圖5 “×”形彈翼受力示意圖

1.3 法向載荷引起的彈翼變形

假設彈翼為平板翼,翼厚度取6 mm,法向弦長100 mm,單片展長520 mm,彈翼材料為鋼,根據圖4中彈翼受力情況,通過式(1)得到單片彈翼由于法向力所產生的變形如圖6所示。

(1)

式中:θmax為最大變形角,l為單片翼展長,E為彈性模量,I為慣性矩。

圖6 單片彈翼變形角

2 彈翼變形對氣動特性的影響

圖7為彈翼上翻10°示意圖。從圖7可以看出,在飛行馬赫數為0.8和攻角為14°的條件下,彈翼最大變形達到了7°。

圖7 彈翼上翻10°示意圖

考慮到鋼的彈性模量較大,在實際使用中,可能采用鋁等彈性模量較小的材料,因此飛行馬赫數為0.4和0.8時,彈翼上翻5°和10°情況下對全彈升阻力的影響進行分析,結果如表1和表2所示,表中γ為彈翼上翻的角度。

由表1、表2可知,在Ma=0.4時,彈翼上翻使彈翼阻力增大。5°彈翼上翻角時阻力增加不大于2%。10°彈翼上翻角時阻力增加一般不大于3%,個別點大于3%。彈翼上翻使升力變小,在5°上翻角時,升力系數減小了16%左右;在10°上翻角時,升力系數減小了25%左右。升力系數受速度和上翻角影響較大。

表1 Ma=0.4時彈翼上翻對升阻力影響

表2 Ma=0.8時彈翼上翻對升阻力影響

3 彈翼展開不同步氣動特性

3.1 延時展開模型

大展弦比氣動布局為保證良好的掛機適應性,彈翼一般采用了折疊方式,全彈在掛載狀態下處于折疊狀態,投放后彈翼展開,以展翼狀態飛行。彈翼延時伸展是全彈在展翼過程中,由于上面兩片彈翼重力引起負過載,下面兩片彈翼重力引起正過載,使上下兩對彈翼受力不同,出現四片彈翼未同時達到完全展開狀態的情況。定義在一片彈翼最先達到完全展開狀態的同時,其他彈翼與自身完全展開狀態的轉軸夾角為延時角。通過計算該狀態下的氣動特性,分析彈翼延時伸展對全彈氣動性能的影響。

根據全彈受力情況,在全彈展翼過程中,彈體下方兩片彈翼的受力情況相同,其同步誤差較小,可忽略不計,認為這兩片彈翼將同時達到完全展開狀態;彈體上方兩片彈翼的受力情況相同,但扭轉力相對于下方兩片彈翼較小,這就導致在彈體下方兩片彈翼達到完全展開狀態的同時,彈體上方兩片彈翼處于延時展開狀態,根據彈翼受力分析取上面兩片彈翼和下面兩片彈翼延時角為10°。圖8為彈翼延時展開狀態與完全展開狀態的三維模型圖[6-9]。

圖8 延時展開狀態三維模型圖

根據以上的三維模型,對模型進行結構化網格劃分,網格圖見圖9。

圖9 彈翼延時伸展計算網格圖

3.2 仿真計算結果

計算條件為Ma=0.4,0.5;α=2°,4°;全彈滾轉角λ=0°,延時角為10°。

根據以上計算條件對彈翼延時伸展狀態進行了流體有限元仿真計算,計算結果如表3所示。由以上計算結果可知,彈翼延時展開與完全展開相比,全彈阻力系數CD減小約1.8%;升力系數CL減小約3.9%;滾轉力矩因數mx和偏航力矩因數my基本無變化;俯仰力矩因數mz增大約100%。由計算結果可知,除mz外,由于重力引起的彈翼延時展開對全彈基本氣動特性影響較小。

表3 彈翼延時展開對氣動性能影響

4 大展弦比氣動布局使用分析

由圖1可知,大展弦比軸對稱氣動布局飛行馬赫數在0.4以上,阻力增大較為明顯。阻力的增加將對飛行速度產生直接影響。因此,在采用大展弦比軸對稱氣動布局且選擇彈翼展長時,要考慮攻擊目標對彈速度和機動能力的需求。大展弦比軸對稱氣動布局的彈藥一般用于打擊地面目標,以車輛、小型艦艇、裝甲類目標為主,這類目標的移動速度一般小于100 km/h,過載小于1.5。由于彈飛行速度一般要大于200 km/h。因此,彈的飛行速度可以滿足攻擊目標的速度要求,但彈的飛行速度對彈命中精度會產生一定影響。下面分析打擊移動速度為100 km/h且過載大小為1.5的目標時,對彈過載的要求及飛行速度和導引頭盲區對彈命中精度的影響。

4.1 彈飛行速度和導引頭盲區對命中精度的影響

在打擊移動目標時,由于導引頭盲區的影響,目標機動對彈的命中精度影響較大。導引頭盲區和目標的機動引起的誤差可采用式(2)近似計算[10]:

(2)

式中:ΔL為產生的誤差,t為彈在導引頭盲區距離內的飛行時間,g為重力加速度,目標過載能力為1.5。

取彈飛行速度為120m/s,導引頭盲區為70m。計算得到在導引頭盲區距離內,由于目標機動引起的命中誤差為2.5m。彈飛行速度為200m/s,誤差為0.9m。由分析可知,彈飛行速度對移動目標的命中精度影響較大,在滿足過載的條件下,提高飛行速度可大幅提高命中精度。

4.2 彈飛行速度對彈翼受力影響

彈體需產生的法向過載可采用式(3)近似計算:

(3)

式中:v,vT分別為彈和目標的運動速度;θ為彈道傾角;q為彈目視線角;R為彈目距離;g為重力加速度。

根據彈的法向過載計算單片彈翼需要產生的法向力,可采用式(4)進行近似計算:

(4)

式中:G為彈所受重力。

假設彈的飛行速度為120m/s,彈道傾角選定在-40°,導引頭失控距離(盲區)為70m,彈體需產生的法向過載近似為2.5,單片單翼需要產生的法向力為303N。

當彈飛行速度為200m/s,其他條件不變的情況下,彈需用過載近似為4.5,單片單翼需要產生的法向力為545N。

提高了彈的飛行速度,在打擊同樣的目標時也提高了彈的需用過載。但從單片彈翼產生的法向力來看,在120m/s時,即彈飛行馬赫數為0.35時,彈難以滿足需用過載要求;而在200m/s時,彈7°攻角可滿足過載要求。因此,減小彈的飛行阻力,提高彈的飛行速度可提高對移動目標打擊的靈活性,并且速度的提高可以放寬對導引頭盲區距離的要求,同樣可以減少對彈需用過載的要求。如離導引頭盲區距離為90m,彈飛行速度為200m/s,在其他條件不變的情況下,由導引頭盲區引起的誤差為1.49m,彈的需用過載為3.31。綜合分析來看,采用大展弦比軸對稱彈翼可提高彈的側向過載,但在實際使用時,仍需對以下方面綜合考慮:

①展弦比越大,在速度相同的情況下,彈可用過載越大,但產生的阻力越大,影響彈飛行速度。飛行速度降低,在打擊移動目標時,增加了彈的飛行時間和能量消耗。特別是導引頭盲區飛行時間的增加將增大脫靶量。

②展弦比增加,彈翼受力變形越大,將引起升力下降。

③大展弦比軸對稱氣動布局的氣動載荷特點使其彈翼所受載荷較大,增加了結構設計難度和結構質量。

④在制導炸彈上,飛行阻力的增加減小了飛行速度,提高了在導引頭盲區的距離要求。

5 結束語

大展弦比軸對稱氣動布局的主要特點是在低速條件下可以產生大的升力,以提高彈的射程,并且可以產生較大的法向和側向過載,法向和側向過載增大,提高了發射區域和增大了發射離軸角,提高了對目標的打擊靈活性,但大展弦比氣動布局的阻力也較大,阻力的增大將對彈的飛行速度產生影響。從打擊地面移動目標對過載和速度的要求來看,增大速度有利于降低對導引頭盲區距離的要求,減少導引頭盲區對命中精度的影響。

因此,大展弦比軸對稱氣動布局可適應于低速條件下提高彈的射程,打擊機動能力較差的低速移動目標和固定目標。但在進行氣動特性分析時需考慮彈翼受力變形對氣動的影響,在小型無人機彈藥上采用軸對稱氣動布局時,建議飛行馬赫數不大于0.5,以減少彈翼結構設計難度和由于彈翼變形對升力的影響,如“蝰蛇打擊”制導彈藥主要是在馬赫數小于0.5的情況下使用,同時在末端采用降落傘進行減速。

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Study on Application of High-aspect-ratio Axial-symmetrical Aerodynamic Configuration

XIE Han-qiao,LIU Shu,CHEN Zhen-jiao

(Hunan Vanguard Group Co.Ltd,Changsha 410081,China)

In order to study the high-aspect-ratio axial-symmetrical aerodynamic configuration of small ammunition,the lift-drag characteristics of the aerodynamic configuration and the force on elastic wing were obtained by mathematical simulation and wind tunnel test.Taking into account the effect of the elastic wing on the aerodynamic load,the effects of the wing turning over 5° and 10° on the whole spring resistance were analyzed.Aiming at the characteristics of the folding wing assembly,the impact of the deployable mechanism on the aerodynamic characteristics of the projectile was analyzed.The results show that the effect of the wing turning over on the lift force is great,and the effect on drag force can be neglected.The non synchronization of missile wing has little influence on the aerodynamic characteristics of the whole missile.Based on the operational mission of the small unmanned aerial vehicle,the use of the high-aspect-ratio axial-symmetrical aerodynamic configuration on the UAV ammunition was proposed.

small ammunition;high aspect ratio;axial symmetry;aerodynamic configuration

2016-06-17

謝漢橋(1979- ),男,工程師,碩士,研究方向為飛行器總體設計。E-mail:496763380@qq.com。

E932.3

A

1004-499X(2016)04-0042-05