達(dá)興亞，趙忠良，陶 洋，楊海泳

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

窄條翼-尾舵布局（圖1）是高機(jī)動導(dǎo)彈一種典型形式，它最顯著的特點(diǎn)是位于彈身中后部、尾舵正前方的細(xì)長窄條翼［1］。窄條翼-尾舵布局導(dǎo)彈氣動特性隨滾轉(zhuǎn)角變化很大，做快速機(jī)動時，容易誘發(fā)非指令的橫向不穩(wěn)定運(yùn)動，極大地影響了導(dǎo)彈的機(jī)動能力，限制了飛行包線。

極限環(huán)搖滾便是一種典型的橫向不穩(wěn)定運(yùn)動［2］。引起極限環(huán)搖滾的原因是多樣的，如高亞聲速時背風(fēng)面非定常渦作用、跨聲速時激波引起的非定常分離、失速等［3］。對于翼身組合體，進(jìn)入極限環(huán)搖滾的原因又包括了前體誘導(dǎo)的非對稱流動［4］。Ericsson 等人［5］在總結(jié)前體誘導(dǎo)搖滾時又指出，當(dāng)把尖頭體換為鈍頭體后，沒有出現(xiàn)搖滾。因此，這些機(jī)理都不能很好地解釋鈍頭體-窄條翼-尾舵組合導(dǎo)彈模型（下文簡稱窄條翼導(dǎo)彈模型）的搖滾特性。本研究的目的就是通過風(fēng)洞試驗更好地理解窄條翼導(dǎo)彈模型的橫向動態(tài)特性。

圖1 窄條翼示意圖（NASA 和德國IRIS-T）Fig.1 Strake missile（NASA and IRIS-T）

1 試驗方法

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所FL-23風(fēng)洞中完成。FL-23風(fēng)洞系試驗段橫截面為0.6m×0.6m 的直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞［6］。采用尾支撐方式，通過專用搖滾支桿連接到尾撐裝置，模型由電磁離合器負(fù)責(zé)滾轉(zhuǎn)和鎖定，滾轉(zhuǎn)角由12位編碼器測量，精度0.066°，數(shù)據(jù)采集通過PXI-4472B采集模塊完成，采樣率20kHz。

試驗?zāi)Ｐ蜑殁g頭體-窄條翼-尾舵組合導(dǎo)彈模型，直徑4.4cm，0°迎角時的堵塞度約0.42%。試驗采用多階梯迎角和單階梯迎角試驗形式，多階梯試驗的迎角范圍10°～35°，每5°一個試驗階梯，由階梯信號step=1表示。模型在流場建立后釋放，迎角機(jī)構(gòu)回零后鎖定。

搖滾特性以平均滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角均方根、頻率來表征，3個量的定義如下：

平均滾轉(zhuǎn)角：

滾轉(zhuǎn)角均方根：

頻率：

2 自由搖滾試驗結(jié)果

2.1 M=0.4試驗結(jié)果

圖2給出了M=0.4試驗結(jié)果。α=10°時模型穩(wěn)定在“十”字布局；α=15°時模型連續(xù)滾轉(zhuǎn)，f=1.7Hz；α=20°時模型成“×”字布局準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，σγ=21°，f=5.8Hz；α=25°和α=30°時模型穩(wěn)定在“×”字布局；α=35°時模型形成“×”字布局準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，σγ=14°，f=5.3Hz。

圖2 自由搖滾時間歷程（M=0.4）Fig.2 History of roll angle at M=0.4

2.2 M=0.6試驗結(jié)果

圖3給出了M=0.6試驗結(jié)果。α=10°時模型穩(wěn)定在“十”字布局；α=15°時模型穩(wěn)定在“×”字布局；α=20°時模型形成“×”字布局準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，σγ=16°，f=13Hz；α=25°和α=30°時模型穩(wěn)定在“×”字布局；α=35°時模型穩(wěn)定一段時間后，在“×”字布局形成準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，維持時間約4s，之后又穩(wěn)定下來。圖4給出了固定迎角搖滾試驗結(jié)果。α=18°模型連續(xù)滾轉(zhuǎn)；α=20°時形成“×”字布局準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，σγ=16°，f=13Hz，與連續(xù)走迎角結(jié)果一致；α=22°時穩(wěn)定在“×”字布局。

圖3 自由搖滾時間歷程（M=0.6）Fig.3 History of roll angle at M=0.6

2.3 M=0.8試驗結(jié)果

圖5給出了M=0.8試驗結(jié)果。α=10°時模型穩(wěn)定在“十”字布局；α=15°時模型穩(wěn)定在“×”字布局；α=20°時模型形成“×”字布局準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，α=11.4°，f=16.7Hz；α=25°和α=30°時模型穩(wěn)定在“×”字布局；α=35°時模型穩(wěn)定一段時間后，在“×”字布局形成準(zhǔn)極限環(huán)搖滾。

3 試驗結(jié)果分析

3.1 迎角對搖滾的影響

3 個試驗馬赫數(shù)，模型只在α=20°和α=35°搖滾。在10°～20°范圍，模型出現(xiàn)了多種運(yùn)動形態(tài)：“十”字穩(wěn)定、連續(xù)滾轉(zhuǎn)、“×”字穩(wěn)定、“×”字搖滾；在這一迎角范圍模型三渦（前體渦、翼片渦和尾舵渦）存在嚴(yán)重的相互作用，滾轉(zhuǎn)力矩特性隨滾轉(zhuǎn)角變化顯著，使得橫向穩(wěn)定性急劇變化。由圖4 可知，在α=18°、20°、22°，模型的滾轉(zhuǎn)特性各不相同，準(zhǔn)極限環(huán)搖滾只發(fā)生在α=20°很小的范圍。從α=20°～30°，模型是大范圍“×”字穩(wěn)定的。進(jìn)一步增大迎角，模型再次進(jìn)入搖滾。

圖5 自由搖滾時間歷程（M=0.8）Fig.5 History of roll angle at M=0.8

3.2 馬赫數(shù)對搖滾的影響

表1列出了3個馬赫數(shù)下α=20°搖滾的計算參數(shù)。隨著馬赫數(shù)增大，搖滾頻率增大，但是振幅減小。頻率是滾轉(zhuǎn)力矩斜率、動壓和轉(zhuǎn)動慣量的函數(shù)，斜率和動壓越大，頻率越高；轉(zhuǎn)動慣量越大，頻率越低。3次試驗?zāi)Ｐ娃D(zhuǎn)動慣量相同，但隨馬赫數(shù)增加動壓增大、滾轉(zhuǎn)力矩斜率增大，從而導(dǎo)致馬赫數(shù)增大后頻率增大。

表1 搖滾參數(shù)統(tǒng)計結(jié)果（α=20°）Table 1 Statistical roll parameters

振幅減小說明流場壓縮性對搖滾運(yùn)動有抑制作用。隨著馬赫數(shù)增大，流場壓縮性增強(qiáng)，渦效應(yīng)減弱，三渦之間的干擾作用也隨之降低。當(dāng)模型進(jìn)入準(zhǔn)極限環(huán)搖滾，在M=0.4時渦的非定常作用最強(qiáng)，振幅最大，在M=0.8時，非定常渦作用最弱，振幅最小?？梢钥闯?，窄條翼導(dǎo)彈模型搖滾與渦的非定常作用有密切關(guān)系。

3.3 搖滾對流動非對稱性的影響

表1給出了極限環(huán)搖滾的平均滾轉(zhuǎn)角，3個馬赫數(shù)下平均滾轉(zhuǎn)角相對于對稱“×”字狀態(tài)（γ0=45°的整數(shù)倍）有偏移，大約2°左右。而“×”字穩(wěn)定的幾個迎角，平均滾轉(zhuǎn)角相對于“×”字狀態(tài)偏移量更大。圖6給出了模型走迎角過程滾轉(zhuǎn)時間歷程，迎角從20°走到25°。隨著迎角增大，模型搖滾振幅迅速減小，但平均滾轉(zhuǎn)角在“×”字附近；當(dāng)大致穩(wěn)定下來后，模型平均滾轉(zhuǎn)角突然降低了9°，這個過程幾乎是躍變的。在圖7中，平均滾轉(zhuǎn)角更是發(fā)生了來回跳變。表2詳細(xì)列出了各迎角平均滾轉(zhuǎn)角的統(tǒng)計值，可見“×”字穩(wěn)定時γ0偏移在所有馬赫數(shù)下都存在，且隨著馬赫數(shù)增大，偏移量減小。模型加工時不可避免地存在不對稱性，這對γ0有影響，但并不是主因，因為模型不對稱性不會引起圖6 中γ0的躍變和圖7 中的跳變。

表2 搖滾平均滾轉(zhuǎn)角Table 2 Mean roll angles

圖6 平衡點(diǎn)躍變（M=0.4）Fig.6 Mean roll angle transition at M=0.4

圖7 平衡點(diǎn)跳變（M=0.4）Fig.7 Mean roll angle jump at M=0.4

根本原因在于流動的非對稱性。常規(guī)測力試驗結(jié)果表明，窄條翼導(dǎo)彈模型在α=15°～25°之間側(cè)向力最大，即流動的非對稱性最強(qiáng)。此迎角范圍，模型穩(wěn)定時會因為流動非對稱性引起平衡點(diǎn)偏移；隨著馬赫數(shù)增大，非對稱性減弱，偏移量降低，此時模型加工不對稱性成為主因。另一方面，模型準(zhǔn)極限環(huán)搖滾時，平均滾轉(zhuǎn)角只有一個小的偏移量，說明搖滾運(yùn)動減弱了非對稱流動，此時的偏移由模型不對稱性引起。

3.4 走迎角對搖滾的影響

搖滾運(yùn)動通常發(fā)生在機(jī)動過程，如快速拉起，往往是多自由度耦合的。試驗時采用了多階梯走迎角方式，角速度3°／s，走迎角時模型放開了滾轉(zhuǎn)約束，這就類似于拉起過程的自由搖滾。圖8是M=0.4走迎角時滾轉(zhuǎn)角歷程，α=15°階梯到α=20°階梯，拉起過程中模型直接由連續(xù)滾轉(zhuǎn)進(jìn)入極限環(huán)搖滾；圖9是迎角回零過程滾轉(zhuǎn)角歷程，在接近α=20°時，開始進(jìn)入搖滾，振幅變大，繼續(xù)降低迎角，振幅變小，并且在進(jìn)入連續(xù)滾轉(zhuǎn)前出現(xiàn)了偏滾，偏滾中心約γ0=120°，雖然只經(jīng)歷了短短兩個偏滾周期，但和拉起過程的搖滾特性明顯不同。又如圖3中M=0.6試驗結(jié)果所示，從α=15°拉起到α=20°階梯，模型從“×”字穩(wěn)定進(jìn)入到“×”字搖滾；而圖4所示，當(dāng)模型迎角固定在18°時進(jìn)入連續(xù)滾轉(zhuǎn)，與拉起過程的搖滾特性也不一致?？梢?，俯仰運(yùn)動對模型的穩(wěn)定性有一定影響，在某些狀態(tài)可能導(dǎo)致不同的搖滾形態(tài)。

圖8 拉起時滾轉(zhuǎn)角歷程（M=0.4）Fig.8 Pitch-up motion（M=0.4）

圖9 迎角回零時滾轉(zhuǎn)歷程（M=0.4）Fig.9 Pitch-down motion（M=0.4）

3.5 窄條翼-尾舵干擾

圖10是窄條翼導(dǎo)彈模型去尾舵試驗結(jié)果，模型穩(wěn)定在“×”字布局，圖11是去窄條翼試驗結(jié)果，模型同樣穩(wěn)定在“×”字布局。可見窄條翼或尾舵獨(dú)立作用時，模型都是穩(wěn)定的，而當(dāng)兩者組合在一起時，出現(xiàn)準(zhǔn)極限環(huán)搖滾。這說明窄條翼與尾舵之間存在嚴(yán)重的干擾，導(dǎo)致動穩(wěn)定性降低。

圖10 無尾舵搖滾結(jié)果（α=20°）Fig.10 Rotational motion without fins（α=20°）

圖11 無窄條翼搖滾結(jié)果（α=20°）Fig.11 Rotational motion without strakes（α=20°）

4 結(jié) 論

通過鈍頭體-窄條翼-尾舵組合導(dǎo)彈模型搖滾試驗研究，得到以下結(jié)論：

（1）窄條翼導(dǎo)彈模型在研究的試驗M數(shù)范圍內(nèi)，α=20°和α=35°時出現(xiàn)極限環(huán)搖滾現(xiàn)象，且α=20°的搖滾迎角范圍很??；

（2）馬赫數(shù)增加，窄條翼導(dǎo)彈模型的搖滾振幅減小，頻率增大；

（3）搖滾運(yùn)動抑制了非對稱流動；

（4）迎角運(yùn)動對搖滾特性有一定影響；

（5）引起窄條翼導(dǎo)彈搖滾的主因是窄條翼和尾舵之間的非定常干擾。

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