王慶軒，王學(xué)占，李 斌

（中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 471009）

0 引言

隨著各國(guó)武器的迅猛發(fā)展，作戰(zhàn)環(huán)境正變得越來越復(fù)雜，并以此催生著武器向更高、更快、更遠(yuǎn)的方向邁進(jìn)，因此長(zhǎng)遠(yuǎn)距離武器被各個(gè)國(guó)家所青睞，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈應(yīng)運(yùn)而生，而其中的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈優(yōu)勢(shì)突出，已經(jīng)被各個(gè)國(guó)家所接受并正應(yīng)用于空地彈、空空彈等多種作戰(zhàn)武器中。

固沖導(dǎo)彈必須有一個(gè)進(jìn)氣裝置——進(jìn)氣道來滿足沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作的要求。由于進(jìn)氣道一般都安裝在彈體外部，它同時(shí)作為導(dǎo)彈的一個(gè)氣動(dòng)部件存在，它的尺寸、位置都會(huì)與其他氣動(dòng)組件產(chǎn)生相互影響進(jìn)而影響導(dǎo)彈的氣動(dòng)性能。文中著重對(duì)進(jìn)氣道與彈上各氣動(dòng)部件之間的相互干擾而在零攻角時(shí)產(chǎn)生負(fù)法向力的特性進(jìn)行機(jī)理性分析，并提出優(yōu)化合理化建議。

1 計(jì)算模型及條件

文中計(jì)算所采用雙下側(cè)進(jìn)氣道布局固沖導(dǎo)彈為歐洲的“meteor”導(dǎo)彈外形，如圖1所示。

圖1 全彈外形圖

利用ICEMCFD進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，采用SST模型進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算狀態(tài) Ma ＝1.5，2.0，3.0，α＝0°，其負(fù)法向力現(xiàn)象在各個(gè)馬赫數(shù)下均出現(xiàn)，文中主要針對(duì)導(dǎo)彈的典型巡航狀態(tài)M＝3.0進(jìn)行分析。

2 零攻角下負(fù)法向力現(xiàn)象

表1是在飛行馬赫數(shù)為3.0、攻角為0°時(shí)，導(dǎo)彈各部件產(chǎn)生的氣動(dòng)力。

對(duì)正常布局導(dǎo)彈來講，在零攻角下全彈法向力應(yīng)為零，即使是CFD數(shù)值計(jì)算也應(yīng)是一個(gè)接近零的數(shù)值，而對(duì)文中所計(jì)算的帶進(jìn)氣道的導(dǎo)彈布局，從表中數(shù)據(jù)來看，在導(dǎo)彈零攻角狀態(tài)下，全彈法向力為負(fù)值，這并非是計(jì)算誤差造成的，因?yàn)檫@種現(xiàn)象在相同類型布局的導(dǎo)彈風(fēng)洞試驗(yàn)中也同樣存在，所以此種布局導(dǎo)彈在零攻角下負(fù)法向力特性是真實(shí)存在的。這種現(xiàn)象將使全彈典型狀態(tài)的平飛攻角提高1°～2°，使全彈巡航阻力增加，影響總體戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)，因此應(yīng)消除或盡量減小這種特性的影響。下面將對(duì)這種現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理進(jìn)行詳細(xì)分析并提出消除或降低這種影響的措施。

表1 Ma＝3.0時(shí)零攻角下氣動(dòng)力系數(shù)

3 負(fù)法向力特性機(jī)理分析

3.1 舵面與舵機(jī)罩

圖2是兩舵面附近流動(dòng)圖畫，從圖中可以看出，由于進(jìn)氣道及舵機(jī)罩的影響，氣流在兩舵面之間的流動(dòng)造成兩舵面之間的區(qū)域壓力較低，并使迎風(fēng)舵面翼稍部分的上表面壓力大于下表面壓力，而使背風(fēng)舵面翼稍部分的下表面壓力小于上表面壓力，如圖3所示，從而使兩舵面產(chǎn)生負(fù)法向力。對(duì)于舵機(jī)罩，也是由于同樣的原因使得舵機(jī)罩上表面壓力大于下表面壓力。兩舵面及舵機(jī)罩表面壓力分布曲線分別如圖4～圖6所示，1為上表面，2為下表面，橫軸為z向坐標(biāo)，下同。

圖2 舵面附近流動(dòng)圖譜

圖3 舵面附近壓力分布圖

圖4 背風(fēng)舵表面壓力分布曲線

圖5 迎風(fēng)舵表面壓力分布曲線

3.2 翼面

如圖7所示，由于進(jìn)氣道及隔道的影響，導(dǎo)致翼面兩邊氣流流動(dòng)不對(duì)稱，使翼面下表面壓力略高于上表面，形成一個(gè)負(fù)法向力，其值很小，只有－0.00408，在數(shù)值計(jì)算誤差范圍內(nèi)。翼面上下兩表面壓力分布如8所示。

圖7 翼面附近流線圖

圖8 翼面壓力分布圖

3.3 進(jìn)氣道

從表1中數(shù)據(jù)看來，導(dǎo)彈在零攻角飛行時(shí)，整個(gè)進(jìn)氣道表面產(chǎn)生負(fù)法向力。進(jìn)氣道很長(zhǎng)，從彈體中部一直延伸到尾部，由于彈體、翼面、舵面、舵機(jī)罩對(duì)進(jìn)氣道不同部位都有不同的影響，導(dǎo)致進(jìn)氣道在不同位置處上下表面壓力分布也不盡相同。在進(jìn)氣道入口稍后方部分，由于進(jìn)氣道入口激波的影響，進(jìn)氣道下表面壓力較高。圖9為x＝2.5m處（即距頭部2.5m處，下同）進(jìn)氣道上下表面壓力分布曲線，從圖中可以清晰看出下表面壓力明顯大于上表面，1為上表面，2為下表面，橫軸為y向坐標(biāo)，下同。

隨著氣流的運(yùn)動(dòng)，進(jìn)氣道上下兩表面壓力逐漸降低，但上表面受到翼面干擾氣流的影響，壓力降低較慢，以致于隨著氣流后移，上表面壓力逐漸高于下表面。圖10為x＝3m處進(jìn)氣道上下表面壓力分布曲線。

圖9 x＝2.5m處進(jìn)氣道表面壓力分布

圖10 x＝3m處進(jìn)氣道表面壓力分布

在進(jìn)氣道轉(zhuǎn)折處，在轉(zhuǎn)折面上形成一個(gè)低壓區(qū)，上表面壓力略大于下表面壓力，如圖11所示。

圖11 x＝3.3m處進(jìn)氣道表面壓力分布

圖12是x＝3.6m處彈體附近氣流流動(dòng)狀況，此處進(jìn)氣道上表面壓力高于下表面壓力，如圖13所示。

在兩舵面之間及舵面后方的區(qū)域，由于舵機(jī)罩及兩舵面干擾氣流的影響，使得進(jìn)氣道下表面壓力略大于上表面壓力，如圖14所示。

圖12 x＝3.6m處進(jìn)氣道附近流動(dòng)圖譜

圖13 x＝3.6m處進(jìn)氣道表面壓力分布

圖14 x＝4.08m處進(jìn)氣道表面壓力分布

從以上分析來看，從前到后依次受到翼面、舵臺(tái)、舵面的干擾，使進(jìn)氣道表面上下表面壓差變化劇烈，其各部分法向力值先為正后為負(fù)再變?yōu)檎?，但總體效果表現(xiàn)出負(fù)法向力特性，且由于進(jìn)氣道相當(dāng)于弦長(zhǎng)很大的升力面，故而這部分負(fù)法向力特性也最明顯。

4 結(jié)論

導(dǎo)彈在零攻角飛行時(shí)，由于氣動(dòng)部件的相互干擾，最終表現(xiàn)出負(fù)法向力的特性，特別是進(jìn)氣道表面的負(fù)法向力較大，將對(duì)導(dǎo)彈產(chǎn)生不利影響，因此應(yīng)對(duì)進(jìn)氣道部分進(jìn)行修正。初步考慮，如果在不影響舵面安裝及進(jìn)氣道內(nèi)部結(jié)構(gòu)的情況下，將進(jìn)氣道上表面做成一個(gè)有較小傾角的斜面，可以降低進(jìn)氣道上表面的壓力，從而可能改變進(jìn)氣道上下表面壓差，同時(shí)可以減小結(jié)構(gòu)重量，但是會(huì)增大進(jìn)氣道表面積，可能會(huì)引起阻力的增加，需要進(jìn)一步驗(yàn)證。

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