不同尾翼结构火箭弹动态气动特性数值研究.pdf

第 卷 第 期兵 器 装 备 工 程 学 报 年 月 收稿日期:修回日期:作者简介:甘语怀()男(壮族)硕士研究生助理工程师:.通信作者:杨丽君()女高级工程师:.:./.不同尾翼结构火箭弹动态气动特性数值研究甘语怀杨丽君罗 念王纪林王元豪(西南技术工程研究所 重庆)摘要:动导数是关乎火箭弹动态飞行稳定性的一个重要因素为探究不同尾翼结构火箭弹在不同飞行状态下火箭弹动导数的变化以 种尾翼结构火箭弹为研究对象通过仿真计算对比分析了 种尾翼结构火箭弹的俯仰组合动导数结果表明:在小攻角范围内攻角越大 种尾翼结构火箭弹动态飞行稳定性越高增加卷弧翼的数量后卷弧翼火箭弹动态飞行稳定性提高同时平板尾翼火箭弹的俯仰组合动导数绝对值小于卷弧翼火箭弹动态飞行稳定性低于卷弧翼火箭弹关键词:动导数火箭弹俯仰组合动导数卷弧翼动态飞行稳定性本文引用格式:甘语怀杨丽君罗念等.不同尾翼结构火箭弹动态气动特性数值研究.兵器装备工程学报():.:.():.中图分类号:文献标识码:文章编号:()():.:引言尾翼稳定是火箭弹空中飞行的稳定方式之一是依靠尾翼将火箭弹全弹压力中心移至质心之后产生稳定力矩从而保证火箭弹稳定飞行 火箭弹动导数是其机动性或受扰动飞行状态下是否具有稳定性的一个重要判据关系飞行安全和战技指标的实现因此基于火箭弹静态气动特性分析研究已经不能满足先进武器的设计要求关于火箭弹动态稳定性分析的研究具有重要的价值与意义 刘金等研究了短钝外形飞行器的动稳定特性在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量获取了俯仰动不稳定状态点柴振霞等运用 非定常气动力模型运用谐波平衡法对 这种复杂外形飞行器动态导数辨识表明了谐波平衡法在保证精度的同时具有较高的计算效率王海鹏等总结归纳了俯仰方向各种动导数的计算方法以 翼型为例计算了动导数与风洞试验数据进行对比证明了计算方法的正确性陈亮等以新型掠飞末敏弹为研究对象分析了不同马赫数下掠飞末敏弹滚转运动对其俯仰组合动导数和升力系数动导数的影响规律同时研究了滚转和锥进运动对动导数求解的影响米百刚基于 方法开展了动稳定性导数快速精细计算分析和大迎角非定常气动力模型开发等相关问题的研究邓维以某鸭式布局弹箭研究对象计算了其俯仰阻尼动导数及其随初始条件的变化规律本文中主要研究 种尾翼结构火箭弹在不同飞行状态下的动态气动特性确定了俯仰组合动导数的计算公式求解了俯仰组合动导数对比分析了 种尾翼结构火箭弹的动态气动特性差异 物理模型.计算模型本文中研究对象为 种不同尾翼结构火箭弹即四卷弧翼火箭弹(简写为)、六卷弧翼火箭弹(简写为)以及六平板尾翼火箭弹(简写为)种尾翼结构火箭弹模型共用相同的弹身在尾翼结构以及数量方面存在差异并且尾翼均能折叠到相同的弹径尺寸 种尾翼结构火箭弹的尾翼投影面基本尺寸、尾翼展长以及弹身尺寸如图 图 所示 为使仿真计算能够顺利进行需要对 种尾翼结构火箭弹模型进行必要的简化简化后的火箭弹 维模型如图 所示模型主要包含弹体和尾翼等 个部分图 尾翼投影面尺寸.图 火箭弹尾翼展长.图 火箭弹弹身尺寸.图 火箭弹模型.网格划分采用混合网格划分方法对 种尾翼结构火箭弹流场区域进行网格划分流场划分成 个子域即靠近弹体的近场域和包围近场域的远场域 近场域为平动域远场域为旋转域模型计算域如图 所示 图()为火箭弹近场域网格该区域网格包裹整个弹体为减少流场计算域边界对仿真结果的影响远场域需要甘语怀等:不同尾翼结构火箭弹动态气动特性数值研究足够大因而将远场域边界取为弹前和弹后空间间距 倍弹长周向空间取为 倍弹径如图()所示 近场域网格和远场域网格分别划分各自生成计算域网格后进行合并合并后的总网格作为火箭弹外流场计算域图 模型计算域.图 火箭弹外流场计算域网格划分.数值计算方法强迫振动法是求解动导数最为广泛的 方法这种方法适应性强不受飞行状态限制可以用来计算全马赫数下的动导数是代表非线性气动力特性预测的最为先进的方法且具有较高的计算精度本文中基于强迫振动法计算 种尾翼结构火箭弹的动导数.计算方法基于小幅度强度振动的方法求解纵向组合动导数时对应的非定常运动为俯仰谐和振动假设强迫飞行器绕其重心做小幅度的正弦俯仰振荡时其运动规律为:()()角速度为振幅的一阶导数因此有:()()()当自由来流不发生变化时俯仰角速度 与迎角变化率形式一致则:()()()式()式()构成了非定常运动的运动方程 基于气动力导数的概念刚体飞行器所受的非定常气动力/力矩可以表示为:()()式()中:为气动力矩对迎角的零阶导数也称为静导数为气动力矩对迎角的一阶导数常被称为洗流时差导数或者加速度导数为气动力矩对俯仰角速度的导数又称为阻尼导数或者旋转导数为气动力矩对俯仰角速度的一阶导数为高阶导数项在中小迎角范围内气动力常常表现为线性或者弱的非线性对式()略去高阶项只保留前 项代入运动方程可表示为:()()()()式()中 为 个动导数之和称为组合动导数 基于式()演变出多种组合动导数的辨识方法其中比较常用的有单点法、积分法以及最小二乘法本文中主要介绍单点法对于式()描述的非定常运动过程若时间足够长时谐和振荡产生的非定常气动力将趋于周期性变化此时令 则式()可以改写成:()一般来说计算动导数的公式均为无量纲现引入减缩频率 /可得到无量纲化的组合动导数计算公式为:()式()中 和 均通过数值模拟获取前者为非定常流场周期稳定后求解可得后者为初始迎角时的平衡力矩由定常流场求解得到 该方法由于强调了瞬态效应仅仅使用了单点的气动数据辨识动导数因此称为单点法本文中运用单点法求解动导数通过单点法计算的组合动导数已进行无量纲化处理组合动导数的绝对值越大表明动态稳定性越高.仿真工况准确地预测火箭弹飞行过程所受的瞬时力矩是使用非定常方法求解动导数的关键 本文中选取 为计算状态减缩频率取为 .振幅取为 .则振荡规律方程为:().()()本小节基于小振幅强迫谐和振动法求解 种尾翼结构火箭弹的纵向非定常气动力即俯仰组合动导数仿真工况以及谐和振荡方程如表 所示表 仿真工况及振荡方程 攻角 振荡方程.(.).(.).(.)兵 器 装 备 工 程 学 报:/./计算结果与分析图 为来流攻角 时、以及 通过小幅度强迫谐和振动方法仿真计算所获得的瞬时力矩系数 随瞬时攻角 的变化曲线由于在来流攻角 时瞬时力矩系数 数值远小于瞬时攻角 因此对瞬时攻角 做了缩放处理由图 曲线可以看出 种尾翼结构火箭弹瞬间力矩系数均滞后于瞬时攻角瞬时力矩系数与瞬时攻角之间存在迟滞角呈现“迟滞效应”这是非定常计算时的典型现象反映了仿真计算时响应对输入强迫振动信号的滞后对比、以及 的迟滞角可知图 中各迟滞角大小并不一致可能的原因是计算域网格数量和网格质量的差异造成计算机在仿真计算时对输入强迫信号响应时间的不同“迟滞效应”只是反映了对输入强迫信号的响应快慢并不影响计算结果因而迟滞角的不同不影响仿真计算结果 图 为 .时、以及 在来流攻角 和 时俯仰力矩系数迟滞环 图 为.下不同攻角时 种尾翼结构火箭弹瞬时力矩系数随瞬时攻角的变化情况由图 可知瞬时力矩系数随着瞬时攻角的增加呈环形分布构成迟滞环 图()为.下 种尾翼结构火箭弹瞬时力矩系数“迟滞环”由图()曲线可知 俯仰力矩系数“迟滞环”绝对值大于 表明卷弧翼火箭弹的动态飞行稳定性更高 图()为.下 种尾翼结构火箭弹瞬时力矩系数“迟滞环”由图()曲线可知 俯仰力矩系数“迟滞环”绝对值大于表明增加卷弧翼数量后卷弧翼火箭弹的动态飞行稳定性更高通过对比图()、图()可知攻角增大 种尾翼结构火箭弹瞬时力矩系数数值成倍数增大表明在小攻角下攻角越大火箭弹动态飞行稳定性越高在不同马赫数下时、以及 俯仰力矩系数“迟滞环”呈现相同的变化趋势因而不再赘述图 “迟滞”现象.图 .俯仰力矩系数迟滞环.甘语怀等:不同尾翼结构火箭弹动态气动特性数值研究 图 为来流攻角为 和 时、以及 俯仰组合动导数随马赫数的变化规律 由图()和图()可知、以及 俯仰组合动导数绝对值随着马赫数的增加而增大这表明火箭弹的动态稳定性随着马赫数的增加而增加由图()可知在来流攻角 时随着马赫数的变化 俯仰组合动导数绝对值始终大于 表明增加卷弧翼数量后卷弧翼火箭弹的俯仰组合动导数增大动态稳定性增加同时可以看出 俯仰组合动导数绝对值始终大于 表明相同尾翼数量的卷弧翼火箭弹和平板尾翼火箭弹相比卷弧翼火箭弹动态稳定性更高 当来流攻角 时通过对比图()中 组曲线可以得出相同的结论图 不同攻角下的俯仰组合动导数随马赫数的变化规律.表 为 种尾翼结构火箭弹不同马赫数下俯仰组合动导数随攻角的变化情况 由表 可知随着攻角的增加、以及 俯仰组合动导数绝对值增加表明随着攻角的增加火箭弹动态稳定性增加通过对比不同攻角下 和 俯仰组合动导数可知在不同攻角下 俯仰组合动导数绝对值大于 表明不同攻角下 的动态稳定性更强通过对比不同攻角下 和 俯仰组合动导数可知在不同攻角下 俯仰组合动导数绝对值大于 表明不同攻角下卷弧翼火箭弹的动态稳定性高于平板尾翼火箭弹表 不同马赫数下俯仰组合动导数随攻角的变化情况 尾翼形式俯仰力矩动导数 .综合上述分析在小攻角范围内攻角越大 种翼型火箭弹动态飞行稳定性越高增加卷弧翼的数量后能使得卷弧翼火箭弹有更大的动态飞行稳定性同时平板尾翼火箭弹的俯仰组合动导数绝对值小于卷弧翼火箭弹动态飞行稳定性低于卷弧翼火箭弹 结论本文中主要研究 种尾翼结构火箭弹动态气动特性确立了火箭弹动导数辨识方法对 种尾翼结构火箭弹俯仰组合动导数进行了仿真计算以及对比分析结果表明:)随着马赫数的增加 种尾翼结构火箭弹的俯仰组合动导数绝对值增加且 俯仰组合动导数大于 表明增加卷弧翼的数量可以提升卷弧翼火箭弹的动态飞行稳定性)俯仰组合动导数绝对值大于表明平板尾翼动态稳定性稍低于卷弧翼)种尾翼结构火箭弹俯仰组合动导数随着攻角的增大而增大表明在小攻角范围内攻角越大动态飞行稳定性越高参考文献:周长省鞠玉涛陈雄.火箭弹设计理论.北京:北京理工大学出版社.:.兵 器 装 备 工 程 学 报:/./陈建中王晓冰赵忠良.飞行器动导数高速风洞试验方法标准化研究.标准科学():.():./().米百刚詹浩朱军.基于 数值仿真技术的飞行器动导数计算.空气动力学学报():.():.刘金宋玉辉陈兰等.短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术.实验流体力学():.():.柴振霞刘伟刘绪等.机体/推进一体化飞行器动导数频域计算方法.国防科技大学学报():./.():.王海鹏王方鹏段赛玉.基于 的俯仰动导数计算和分离方法.航空计算技术():.():.陈亮刘荣忠郭锐等.掠飞末敏弹耦合运动动导数计算.国防科技大学学报():.():.陈亮刘荣忠郭锐等.滚转和锥进运动对弹箭运动对弹箭动导数求解的影响.空气动力学学报():.():.米百刚.基于 的动导数计算及非线性气动力建模技术.西安:西北工业大学.邓维.弹箭俯仰阻尼动导数计算与分析.南京:南京理工大学.毛雪瑞.卷弧翼火箭圆锥运动研究.北京:北京理工大学.:.袁先旭张涵信谢昱飞.基于 方法的俯仰静、动导数数值计算.空气动力学学报():.():.伍彬陆韵周志超等.基于非定常 的俯仰动导数计算方法.弹道学报():.():./.赵文文陈伟芳邵纯等.高超声速钝锥体俯仰阻尼导数影响因素分析.国防科技大学学报():.():.科学编辑 杨继森 博士(重庆理工大学教授)责任编辑 唐定国甘语怀等:不同尾翼结构火箭弹动态气动特性数值研究