弹箭旋转空气动力效应及对尾翼干扰效果

图4.42 所示为AFF 外形在马赫数Ma∞＝2.5、 滚转速度 ＝0.025、 周向角θ ＝0°时， 压力云图与横截面涡量分布图。 由图可以看出， 小攻角时流动基本为附着流动。 随着攻角的增大， 弹体背风面流动出现分离， 产生分离涡。 而弹体的旋转会导致左、 右两侧的分离涡并不对称， 当翼面旋转通过两个不对称的分离涡时， 分离涡作用在翼片上的干扰力并不相等， 这就会在翼面上产生马格努斯力。 而当攻角合适， 使得弹体非对称的分离涡的高度与尾翼展长相当时， 非对称分离涡对尾翼的干扰作用最强。

图4.42　弹体表面压力云图与横截面涡量分布图（θ ＝0°）

（a） α ＝4°； （b） α ＝8°； （c） α ＝12.6°
（Ma∞＝2.5， 滚转速度 ＝0.025）

为了便于比较不同攻角下弹体的非对称体涡对尾翼干扰形成的马格努斯力与尾翼马格努斯力之间的关系， 引入系数Cz－d， 其定义为(www.xing528.com)

系数Cz－d表示弹身对尾翼干扰所引起的马格努斯力占尾翼总的马格努斯力的比例。 如图4.43 所示， 由AFF 尾翼的Cz－d随滚转角变化曲线可以看出， 在周向角θ ＝0° ~45°，以及θ ＝315° ~360°之间各有两个相反的峰值， 而此处正好为弹体分离涡所处的位置。由此可知， 该峰值为弹体分离涡所引起的。 从不同攻角的干扰量值来看， 当涡所处的位置正好位于尾翼半展长处（α ＝12.6°） 时， Cz－d的峰值最大； 而当攻角继续增大， 体涡远离尾翼后， Cz－d的值逐渐下降。

图4.43　尾翼的Cz－d随滚转角变化曲线