新型卷弧刀翼探索研究_付梦思.pdf

2023年第1期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术（中英文）No.1 2023 总第392期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.392 收稿日期：2022-11-14；修回日期：2022-12-31 文章编号：2097-1974(2023)01-0132-03 DOI：10.7654/j.issn.2097-1974.20230126 新型卷弧刀翼探索研究付梦思，陈 浩，王林林，李 巍，赵利军（北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）摘要：旨在解决强空间的约束下的尾翼增稳问题。结合马刀翼气动效率高和卷弧翼尺寸约束少的优点，创新性提出卷弧刀翼方案。通过结构设计，实现卷弧刀翼的折叠与展开锁定。采用CFD方法，计算了卷弧刀翼的气动特性，并将其与栅格翼结果进行了对比分析。结果表明，在一定马赫数范围内，卷弧刀翼增稳效果与栅格翼相当，阻力远小于栅格翼。卷弧刀翼作为一种新型增稳尾翼，具有工程可实现性，有望在尺寸约束和阻力约束都较强的环境下获得广泛应用。关键词：卷弧刀翼；栅格翼；机构设计；气动特性 中图分类号：V525 文献标识码：A Exploratory Research on the Innovative Blade Fin Fu Meng-si,Chen Hao,Wang Lin-lin,Li Wei,Zhao Li-jun(Beijing Institute of Space Long March Vehicle,Beijing,100076)Abstract:An innovative scheme which is called blade fin is proposed by combining the advantages of high aerodynamic efficiency of saber fin and less dimensional constraints of wrap-around fin to solve the stability augmentation problem in a finite space.The deployment and locking mechanism of the blade fin is realized in the structure design process.CFD method is used in the comparison of aerodynamic characteristics between blade fin and grid fin.The results show that the blade fin is equivalent to the grid fin in stability enhancement while it induces much less drag than the grid fin within a certain Mach number range.As an innovative type of stabilizing fin,the blade fin is feasible in engineering and can be widely used on the condition of strict constraints in both dimension and drag.Key words:blade fin;grid fin;mechanism design;aerodynamics characteristics 0 引 言 尾翼作为一种调整飞行器压心实现气动增稳的有效手段，在航空炸弹、火箭弹和运载火箭上应用广泛。在航空航天技术发展的早期，尾翼的安装空间没有严格的尺寸约束，多采用固定翼。随着科学技术的发展，一方面从总体性能角度出发，要求装载空间不大于全箭/弹直径，另一方面结构/机构设计和工艺能力的提升使得折叠展开式尾翼成为可能13。在众多的折叠尾翼中，栅格翼（grid fin）、马刀翼（saber fin）和卷弧翼（wrap-around fin）作为 3 种典型的尾翼形式，具有各自特点：a）栅格翼是由外部框架和内部栅格布置形成的空间多升力面系统，其轴向尺寸一般不受约束。展开后在不发生气流拥塞的情况下，其气动增稳能力较强。主要缺点是气动阻力较大，在跨音速段容易发生气流拥塞4。b）马刀翼每片尾翼通过方向垂直于弹轴的转轴装配在尾翼座上。马刀翼展开后没有气流拥塞问题，阻力较小，其中心距箭/弹中心轴较远，单位面积的气动效率较高。缺点是轴向尺寸和弦长受到总体约束，难以做大，其总体的气动增稳效果较弱5。c）卷弧翼安装在箭体/弹体外表面上，翼片的曲率半径与箭体/弹体外圆曲率半径相同，其轴向长度一般不受约束，阻力较小且无气流拥塞问题。其缺点是单位面积气动效率低，且因箭体/弹体的直径有限导致其展长难以做大，增加弦长后其增稳力臂又会缩短，从而导致其总体气动增稳效果较弱6。在参考马刀翼和卷弧翼的折叠形式的基础上，创新性地提出一种卷弧刀翼（blade fin），旨在安装空间和气动增稳能力与栅格翼相当条件下，通过新型的机构和展开形式设计，实现气动阻力的大幅降低，为工程上的折叠展开式尾翼设计提供参考。付梦思等 新型卷弧刀翼探索研究 133第1期 1 卷弧刀翼概述 参考美国的炸弹之母（Massive Ordnance Air Blast）建立的采用卷弧刀翼的飞行器外形如图 1 所示。在折叠状态，各活动翼片均贴附在弹体外表面，具有卷弧翼的特征。翼片沿弹体弧面切线展开后，尾翼长边与气流垂直，其中心距箭/弹中心轴较远从而使其单位面积的气动效率较高，从而又具有马刀翼的特征。此外，由于其翼片贴附在弹体外表面，轴向尺寸可认为不受约束，展开后增稳力臂不变，从而具有较强的总体增稳效果。a）折叠状态 b）展开状态 图1 卷弧刀翼飞行器外形 Fig.1 Aircraft Configuration with Blade Fin 2 卷弧刀翼结构设计 2.1 折叠展开机构设计 借鉴文献8中的机构形式，设计卷弧刀翼的折叠展开机构。卷弧刀翼通过扭杆固定组件安装在安装支座上，扭杆固定组件中的扭杆一头固定在扭杆固定螺塞中，一头通过销钉固定在连杆转轴中，如图 2 所示。固定螺塞内径与扭杆固定端匹配。扭杆固定螺塞固定在安装支座上，不随翼片转动，是扭杆的固定端。转轴与扭杆和连杆分别通过销钉固定在一起，在展开状态下完成扭杆、连杆的安装，随后将连杆压平，扭杆处于受扭状态，待约束取消后，连杆在扭杆作用下旋转展开。a）安装结构 b）扭杆固定组件 图2 折叠展开机构 Fig.2 Deployable Mechanism 2.2 锁定机构设计 安装支座与翼片之间的锁定依靠弹簧卡销，在折叠状态下将弹簧卡销，卡销被约束在卡销孔内，如图 3所示。当约束解除，翼片在扭杆作用下开始转动，当翼片转动到位时，弹簧卡销在弹簧作用下进入翼片上的卡销孔内。a）折叠 b）展开锁定 图3 锁定机构 Fig.3 Locking Mechanism 扭杆折叠展开机构利用小尺寸扭杆作为动力源，使卷弧刀翼飞行器具备平滑的气动外形，翼面受力均匀。折叠的卷弧刀翼解锁后，弹簧卡销在弹簧作用下进入翼片上的卡销孔内形成紧配合，并作为主承力结构和转轴一起将卷弧刀翼牢牢锁死，增大刚度，避免带来结构的非线性和颤振不稳定问题。图 1 中设计的卷弧刀翼中水平翼片需要先于竖直翼片展开，为保证卷弧刀翼在展开过程中不发生干涉，水平和竖直翼片通过两次解锁进行展开。为了尽量减小展开过程对飞行状态的影响，需要在保证展开过程无干涉的前提下使得解锁间隔尽可能地短。3 气动特性分析 采用 CFD 方法对卷弧刀翼开展气动特性计算。在相同的尺寸约束下，建立栅格翼模型（如图 4 所示），同步开展气动特性计算，对比说明其气动性能。图4 栅格翼飞行器外形 Fig.4 Aircraft Configuration with Grid Fin 针对卷弧刀翼和栅格翼外形划分的非结构气动网格如图 5 所示。a）卷弧刀翼 b）栅格翼 图5 网格分布 Fig.5 Grids Distribution 为了保证计算精度底层网格间距为 0.1 m，并外推了棱柱层。卷弧刀翼网格数量为 394 万，栅格翼因其 导 弹 与 航 天 运 载 技 术（中英文）2023年 134 叶片上有栅格，为保障求解精度，局部加密网格，网格总数 620 万。计算中空间离散采用了 Ausmpw+格式，限制器为 minmod，时间推进采用 LUSGS，为了考虑湍流的影响采用了 k-epsilon 模型。计算高度为 1 km，马赫数分别为 0.8、1.2 和 2.5。图 6 中分别给出了卷弧刀翼（blade fin，图中标注为 bf）和栅格翼（grid fin，图中标注为 gf）在典型马赫数下的压心系数和轴向力系数。a）卷弧刀翼和栅格翼压心系数对比 b）卷弧刀翼和栅格翼压心系数对比 c）卷弧刀翼和栅格翼轴向力系数对比 d）卷弧刀翼和栅格翼轴向力系数对比 图6 气动参数对比 Fig.6 Comparison of Aerodynamic Characteristics 由图 6 可知：a）仅在Ma=0.8 的状态下，卷弧刀翼增稳效果比栅格翼低 10%20%，而在Ma=1.2 和Ma=2.5 的状态下，卷弧刀翼增稳效果与栅格翼相当；b）在各典型马赫数下，卷弧刀翼的阻力均比栅格翼小约 30%40%。4 结束语 结合马刀翼和卷弧翼的优点，创新性地提出了卷弧刀翼的方案。卷弧刀翼翼片通过扭杆固定组件安装在支座上，水平和竖直翼片间隔展开，通过卡销进行锁定。分析表明，卷弧刀翼可以很好地节约装载空间，且具有良好的气动特性，在一定马赫数范围内，其增稳效果与栅格翼相当，阻力显著小于栅格翼。综上所述，卷弧刀翼有望在尺寸约束和阻力约束都较强的环境下获得广泛的应用。参 考 文 献 1 黎汉华,石玉红.栅格翼国内外研究现状及发展趋势J.导弹与航天运载技术,2008(6):27-30.Li Hanhua,et al.Current status and development trend of grid finJ.Missiles and Space Vehicles,2008(6):27-30.2 吴建萍.火箭弹不同尾翼气动特性分析及优化J.四川兵工学报,2014,35(4):32-34.Wu Jianping.Aerodynamic characteristics analysis of different tails and optimization for the rocketJ.Journal of Sichuan Ordnance，2014,35(4):32-34.3 Jerome P Fanucci,Michael J King,James J GormanP.Method for producing lattice fin for missiles or other fluid-born 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Design,2022,39(6):108-114.作 者 简 介 付梦思（1990-），女，工程师，主要研究方向为飞行器总体设计。陈 浩（1988-），男，博士，工程师，主要研究方向为气动布局设计及优化。王林林（1987-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为飞行器总体设计。李 巍（1982-），男，研究员，主要研究方向为飞行器总体设计。赵利军（1974-），男，研究员，主要研究方向为飞行器总体设计。