窄条翼布局导弹摇滚特性及流动机理研究

Strake missile, which has four long strakes with small aspect ratio located in the middle of body and in front of tail fins, is a typical fourth generation missile with supermaneuverability. The strake can produce monotonously increasing normal force until 60 AOA (angle of attack), providing enough overloading to achieve super maneuverability. However, strakes have significant flow interference with tai fins. This induces a complex lateral aerodyanmic change with roll angle and incidence angle, resulting in a typical lateral unstable motion named rock. Rock is the oscillation in roll. Rock can induce a series safe problems in maneuvers, limit the flight scope and affect the accomplishment of missions. At present, the mechanism that leads to rock motion of strake missile is not clear. To understand the rock phenomenon of strake missile, this project aims to develop the coupling computational method between aerodyanmics and flight mechanics, combine wind tunnel free-to-roll tests and numerical calculations to study the rock characteristics, analyze the effect of strake configurations on the rock motions, and understand the physics of rock motions.

窄条翼布局是现代高机动战术导弹采用的一种典型布局形式，其特点是在弹身中后部和尾舵的正前方布置极小展弦比窄条翼。这种布局在大迎角范围内（60 ）法向力随迎角一直单调增加，能提供足够的转弯升力和过载能力，纵向特性优异。不足之处是窄条翼会带来十分复杂的翼/舵干扰，气动特性随滚转角和迎角变化规律复杂，在亚跨声速范围快速机动时，容易产生气动/运动耦合干扰，诱发非指令的自激摇滚振荡，影响导弹控制和任务遂行。目前，尚不清楚窄条翼导弹的摇滚运动规律，对摇滚运动的产生机理和气动/运动耦合特性更缺乏认识。本项研究拟在发展摇滚运动的气动/运动高阶紧耦合计算方法的基础上，结合高速风洞自由摇滚试验、数值计算来研究窄条翼导弹的摇滚运动特性，分析窄条翼布局对摇滚特性的影响，掌握摇滚运动的产生机理和气动/运动耦合特性。

窄条翼布局导弹在大迎角范围内（60°）法向力随迎角一直单调增加，能提供足够的转弯升力和过载能力，纵向特性优异。不足之处是窄条翼会带来十分复杂的翼/舵干扰，气动特性随滚转角和迎角变化规律复杂，容易产生气动/运动耦合干扰，诱发非指令的自激摇滚振荡，影响导弹控制和任务遂行。为此，本项目设计了一个窄条翼布局导弹标模，深入研究布局参数对摇滚运动的影响规律和流动机理。.发展了基于全N-S方程和预估校正法的气动/运动紧耦合计算方法。控制方程为全NS方程和刚体六自由度运动方程；流场求解器采用Roe格式，时间推进采用双时间步法，湍流模型为S-A一方程模型；采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算。计算表明，采用双时间步三阶Adams预估校正耦合方法，在保证一定计算精度前提下，可以显著增大时间步长，缩短仿真时间。.融合试验和计算两种手段深入分析了摇滚特性及流动机理。试验结果表明，去掉窄条翼或尾舵，模型均不会进入摇滚，说明摇滚运动与窄条翼和尾舵干扰密切相关。针对基准状态开展了大量摇滚运动数值模拟，试验振幅为16°、频率为14Hz，而计算振幅为16.1°、频率为14.3Hz。流场和部件稳定性分析结果表明，气流经过窄条翼时形成的片涡在摇滚过程中具有明显的迟滞效应，并对背风舵产生强烈的干扰，抑制了尾舵涡的形成和发展，使背风舵动态失稳，导致模型进入极限环摇滚。采用常规非线性动力分析理论，推导出失稳判据是动导数等于0，并结合摇滚试验和动导数计算结果，验证了该准则也是模型进入摇滚的Hopf分叉条件。.通过本项研究，摸清了窄条翼布局导弹摇滚特性的演化规律及流动机理，获得了窄条翼布局参数对摇滚特性的影响，可为该类导弹布局设计提供重要参考。此外，本项目发展的气动/运动紧耦合计算方法还被成功应用于多自由度模拟和翼身组合体摇滚计算，明确了前体形状对摇滚的影响机制，对飞机布局设计具有一定价值。