張立坤，李 巍，趙苑辰，王鎖柱，郭 陽

鴨式布局氣動(dòng)耦合問題研究

張立坤，李 巍，趙苑辰，王鎖柱，郭 陽

（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）

鴨式布局指空氣舵位于飛行器前部，與正常式布局相比，鴨式布局空氣舵的控制效率高、響應(yīng)快、升阻比大，可以實(shí)現(xiàn)飛行器較小外包絡(luò)尺寸約束下的強(qiáng)機(jī)動(dòng)、高過載需求。同時(shí)，鴨舵尾跡作用在彈身/尾翼上產(chǎn)生較強(qiáng)的三通道氣動(dòng)耦合問題。通過對(duì)鴨舵控制三通道耦合機(jī)理的研究，針對(duì)鴨舵控制耦合的問題給出工程解決方案。

鴨式布局；旋轉(zhuǎn)尾翼；組合舵偏

0 引 言

鴨式布局是指空氣舵位于彈身前部、彈翼位于彈身尾部的氣動(dòng)布局形式，廣泛應(yīng)用于制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，如美國的APKWSII與GMLRSXM31制導(dǎo)火箭彈、美國與阿聯(lián)酋合作的魔爪激光制導(dǎo)火箭彈、以色列的EXTRA制導(dǎo)火箭彈以及中國多型遠(yuǎn)程制導(dǎo)火箭彈。

鴨舵尾流流動(dòng)在細(xì)長體彈身上形成較大的影響區(qū)，氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)需要特別關(guān)注兩點(diǎn)：鴨舵滾轉(zhuǎn)控制時(shí)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)反效甚至失效的問題；鴨舵俯仰-偏航控制通道耦合的問題。本文從鴨舵控制耦合機(jī)理研究以及工程解決方案兩方面進(jìn)行闡述。

1 鴨舵叉式布局定義

定義4個(gè)空氣舵周向分布與體軸系一致為“十式布局”、與體軸系夾角45°為“叉式布局”。叉式布局的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)控制均由4個(gè)舵參與，正舵偏如式（1）。

圖1為叉式布局俯仰-偏航-滾轉(zhuǎn)舵偏。

圖1 叉式布局俯仰-偏航-滾轉(zhuǎn)舵偏

2 鴨舵滾控誘導(dǎo)反滾的問題

采用鴨舵進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制時(shí)，鴨舵尾流在彈身/尾翼上產(chǎn)生誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩，量值與馬赫數(shù)、攻角、舵偏角相關(guān)，特別是跨聲速段，誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩還會(huì)“反號(hào)”，產(chǎn)生正的滾轉(zhuǎn)力矩，當(dāng)誘導(dǎo)反向滾轉(zhuǎn)力矩量值大于滾轉(zhuǎn)控制力矩時(shí)，就會(huì)造成飛行器的滾轉(zhuǎn)失控。

圖2、圖3為鴨舵滾轉(zhuǎn)舵偏+2°時(shí)沿彈身的流線和壓力云圖，正滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生繞軸負(fù)向滾轉(zhuǎn)力矩；鴨舵尾流沿彈體存在橫向流動(dòng)，并在尾翼上誘導(dǎo)繞軸正向的滾轉(zhuǎn)力矩。

文獻(xiàn)[1]至文獻(xiàn)[3]對(duì)鴨舵滾控反效問題進(jìn)行研究，解決方案主要有以下幾種[1～3]：調(diào)整鴨舵位置、優(yōu)化鴨舵后緣后掠角等，減弱鴨舵下洗流誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩；在尾翼上增加聯(lián)動(dòng)副翼、環(huán)型或Ｔ型翼面、翼梢陀螺舵（如圖4所示）等，減小尾翼上的反向滾轉(zhuǎn)力矩。

采用自由旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)使尾翼與彈身在滾轉(zhuǎn)方向解耦，尾翼上的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩不會(huì)傳遞到彈身，有效地解決了鴨舵滾控反效的問題。圖5為某自由旋轉(zhuǎn)尾翼的結(jié)構(gòu)。文獻(xiàn)[4]研究表明，自由旋轉(zhuǎn)尾翼不僅起到消旋的作用，對(duì)飛行器縱向氣動(dòng)特性影響也小。

圖3 鴨舵滾控壓力云圖

圖4 翼梢陀螺舵

圖5 自由旋轉(zhuǎn)尾翼

通過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證鴨舵滾控時(shí)采用旋轉(zhuǎn)尾翼的消旋效果。對(duì)比相同來流狀態(tài)下，尾翼固定與尾翼自由旋轉(zhuǎn)的滾轉(zhuǎn)力矩，如圖6所示。由圖6可以看出，由于鴨舵尾流在尾翼處產(chǎn)生反效滾轉(zhuǎn)力矩，尾翼固定時(shí)滾控力矩比自由旋轉(zhuǎn)尾翼降低一半，采用自由旋轉(zhuǎn)尾翼消除鴨舵誘導(dǎo)反滾力矩的效果明顯。

圖6 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)

3 俯仰-偏航通道耦合

3.1 鴨舵控制通道耦合機(jī)理

采用鴨舵進(jìn)行俯仰控制時(shí)，有側(cè)滑情況下，鴨舵尾跡在彈身上產(chǎn)生航向非對(duì)稱誘導(dǎo)力矩[5,6]。采用CFD仿真方法研究鴨舵控制通道耦合的機(jī)理。

圖7為鴨舵尾流在彈身產(chǎn)生的影響區(qū)，由圖7可看出，鴨舵尾流沿彈身向后流動(dòng)，同時(shí)存在橫向壓差流動(dòng)，因此，細(xì)長體彈身積分將產(chǎn)生較大的橫、航向誘導(dǎo)力矩。

圖7 鴨舵尾流在彈身產(chǎn)生的影響區(qū)

續(xù)圖7

圖8為偏航力矩系數(shù)，從圖8可看出，采用鴨舵進(jìn)行俯仰控制時(shí)，誘導(dǎo)偏航力矩隨攻角變化存在較強(qiáng)的非線性，某攻角時(shí)偏航控制力矩為極小值而誘導(dǎo)偏航力矩達(dá)到反向極大值。圖9為三通道配平舵偏，從圖9配平舵偏來看，俯仰配平舵偏隨配平攻角線性變化，而偏航配平舵偏非線性較強(qiáng)且存在反效。

圖8 偏航力矩系數(shù)

圖9 三通道配平舵偏

3.2 非線性通道耦合驗(yàn)證試驗(yàn)

采用空氣舵控制的機(jī)動(dòng)飛行器，線性解耦假設(shè)下的廣義氣動(dòng)力計(jì)算公式為

俯仰通道、偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道分別按照式（1）舵偏定義進(jìn)行偏轉(zhuǎn)[7]。

已知俯仰通道、偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道的偏轉(zhuǎn)角度，根據(jù)式（3）可以得到組合舵偏角度。

鴨式布局與正常式布局飛行器的對(duì)比風(fēng)洞試驗(yàn)來流馬赫數(shù)3、側(cè)滑角3°，組合舵偏和三通道舵偏值見表1。

表1 組合舵偏與三通道舵偏

Tab.1 Combined and Three Channel Rudder Deflection

Maβ/(°)組合舵偏/(°)三通道舵偏/(°) ——δ1δ2δ3δ4δφδψδγ 33-13-31771052

試驗(yàn)舵偏狀態(tài)如圖10所示。

圖10 試驗(yàn)舵偏狀態(tài)

圖11 側(cè)向力系數(shù)、側(cè)向力矩系數(shù)差量

3.3 工程解決方案

由圖11可以看出，鴨舵控制通道間的強(qiáng)耦合效應(yīng)使得氣動(dòng)特性非線性較強(qiáng)，基于線性疊加形式給出的氣動(dòng)偏差明顯高于正常式布局，造成氣動(dòng)偏差帶超出預(yù)示值、控制仿真偏離實(shí)際飛行狀態(tài)。解決方法有如下兩種：第1種方法是飛行狀態(tài)主動(dòng)規(guī)避；第2種方法是采用通道間協(xié)調(diào)控制設(shè)計(jì)。

a）飛行狀態(tài)主動(dòng)規(guī)避。

對(duì)于無法準(zhǔn)確預(yù)示通道間耦合氣動(dòng)特性的情況，可以從彈道規(guī)劃的角度，避開或快速穿越通道間耦合程度過大的狀態(tài)點(diǎn)，避免長時(shí)飛行在強(qiáng)耦合狀態(tài)下造成控制品質(zhì)不佳或姿態(tài)失穩(wěn)。

b）通道間協(xié)調(diào)控制。

對(duì)于可以準(zhǔn)確預(yù)示通道間耦合氣動(dòng)特性且耦合特性隨飛行參數(shù)（馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑等）變化規(guī)律性較好的情況，可以在姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)采用通道間協(xié)調(diào)控制。

其中，協(xié)調(diào)控制項(xiàng)的設(shè)計(jì)對(duì)耦合特性預(yù)示準(zhǔn)確度及規(guī)律性依賴性較高，設(shè)計(jì)完成后仍需通過三通道耦合模型或六自由度仿真對(duì)控制效果進(jìn)行評(píng)估，迭代優(yōu)化協(xié)調(diào)控制指令設(shè)計(jì)。

4 結(jié)束語

鴨式布局空氣舵位于彈身前部高壓區(qū)，比正常布局的控制效率高。采用旋轉(zhuǎn)尾翼主動(dòng)消旋的方案，可以消除鴨舵尾流在尾翼上產(chǎn)生的誘導(dǎo)反滾力矩；鴨舵俯仰控制時(shí)，尾跡區(qū)沿細(xì)長體彈身的橫向流動(dòng)產(chǎn)生較大的誘導(dǎo)側(cè)向力矩，造成較強(qiáng)的偏航控制非線性，需要針對(duì)特定工況進(jìn)行主動(dòng)規(guī)避或者協(xié)調(diào)控制設(shè)計(jì)。

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Study on Aerodynamic Coupling of Canard Configuration

Zhang Li-kun, Li-wei, Zhao Yuan-chen, Wang Suo-zhu, Guo-yang

(Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076)

The canard configuration means that the air rudder is located in the front of the aircraft, compared with normal layout, the canard air rudder has high control efficiency, fast response and large lift drag ratio, it can meet the requirements of strong maneuverability and high overload under the constraint of small outer envelope size of aircraft. At the same time, the canard wake produces a strong three channel aerodynamic coupling problem on the missile body/tail. Base on the three channel coupling mechanism of canard control, the engineering solution to the problem of canard control coupling is given.

canard layout; rotating tail; combined rudder deflection

2097-1974(2023)01-0108-04

10.7654/j.issn.2097-1974.20230121

V211.3

A

2022-11-11；

2022-12-14

張立坤（1970-），女，研究員，主要研究方向?yàn)榭諝鈩?dòng)力學(xué)。

李 ?。?984-），男，研究員，主要研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。

趙苑辰（1993-），女，工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航制導(dǎo)與控制。

王鎖柱（1984-），男，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)榭諝鈩?dòng)力學(xué)。

郭 陽（1991-），男，博士，工程師，主要研究方向?yàn)榭諝鈩?dòng)力學(xué)。