敬代勇，李 劍

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽 471009)

0 引言

在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈氣動(dòng)布局形式中最常采用正常式和鴨式氣動(dòng)布局，這兩種布局形式都存在各自的優(yōu)點(diǎn)和不足[1]。鴨式以其結(jié)構(gòu)緊湊、可靠性高、升阻比大而廣為采用;正常式以其縱橫向穩(wěn)定性好、橫向姿態(tài)控制簡單、舵面使用攻角大而受到青睞。但是這兩種常規(guī)布局形式也存在明顯不足[2]，鴨式布局導(dǎo)彈橫向穩(wěn)定性差，最大可用攻角受限，而正常式布局舵面效率低、響應(yīng)較慢、布局位置安排較為困難。

戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的布局形式對(duì)其滾轉(zhuǎn)特性有很重要的影響，為此，針對(duì)這兩種常見氣動(dòng)布局形式在這方面的研究工作得以廣泛的展開，尤其是鴨式布局為實(shí)現(xiàn)橫滾，采取了很多相應(yīng)的措施[3]，也取得了不錯(cuò)的效果，并且有的已經(jīng)應(yīng)用于工程實(shí)踐中。

文中通過數(shù)值仿真研究分析正常式布局導(dǎo)彈與鴨式布局導(dǎo)彈在滾轉(zhuǎn)特性存在的差異以及產(chǎn)生這種差異的機(jī)理，為尋求解決不同布局形式戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制進(jìn)行探索和研究。

1 模型與算法

1.1 幾何模型

所用計(jì)算模型為如圖1所示的典型戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈常規(guī)氣動(dòng)外形，該外形為頭部尖拱形的大細(xì)長旋成體加裝4片前翼和4片后翼，整個(gè)布局形式呈“××”兩段翼導(dǎo)彈。這兩種布局導(dǎo)彈的舵面和翼面外形完全相同;舵面與翼面面積比為1∶4，舵面為梯形平面，剖面形狀為菱形，翼面為梯形平面，前緣后掠角為45°，后緣后掠角為30°，剖面形狀為六邊形，舵面和翼面展長相同，這兩種布局形式導(dǎo)彈的兩組翼面在彈體縱向的安裝位置也相同。

整個(gè)計(jì)算區(qū)域?yàn)榭v向?yàn)?3倍導(dǎo)彈全長，展向?yàn)閷?dǎo)彈100全展長，采用六面體網(wǎng)格對(duì)流場區(qū)域進(jìn)行劃分。邊界類型:外域邊界采用壓力遠(yuǎn)場邊界，壁面邊界采用無滑移絕熱固壁邊界。

圖1 不同氣動(dòng)布局外形圖

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

控制方程為三維雷諾平均的N-S方程[4]，其守恒形式為:

其中:Q為守恒通量項(xiàng)，F(xiàn)、G、H為無粘矢通量，F(xiàn)v、Gv、Hv為粘性矢通量。N-S方程組采用守恒形式的有限體積法來離散，湍流模型為SST模型。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

考慮到兩段翼前后干擾影響程度，所選用的計(jì)算狀態(tài)是中小攻角。來流條件:高度為10km，馬赫數(shù)為1.2，攻角 α 為0 ～16°，滾轉(zhuǎn)角為 －22.5°，滾轉(zhuǎn)舵偏 δr分別為 0°和 4°。

2.1 全彈和部件滾轉(zhuǎn)力矩特性

為分析正常式和鴨式布局導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)力矩特性，如圖2分別給出了這兩種布局在有無舵偏條件下的全彈滾轉(zhuǎn)力矩、舵面滾轉(zhuǎn)力矩和翼面滾轉(zhuǎn)力矩隨攻角變化的規(guī)律和特性對(duì)比。

從圖2(a)的全彈滾轉(zhuǎn)力矩隨攻角變化曲線可以看出，在無舵偏條件下，全彈滾轉(zhuǎn)力矩隨攻角略有增大，布局形式對(duì)其影響不大;當(dāng)舵偏采用滾轉(zhuǎn)偏轉(zhuǎn)后出現(xiàn)了較大的差異，正常式布局導(dǎo)彈橫滾控制能力明顯較強(qiáng)，在計(jì)算攻角范圍內(nèi)均可實(shí)現(xiàn)對(duì)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)可控;鴨式布局導(dǎo)彈橫滾控制能力明顯較弱，攻角大于12°后無法實(shí)現(xiàn)橫滾控制。

從圖2(b)舵面滾轉(zhuǎn)力矩隨攻角變化曲線可以看出，無舵偏時(shí)，正常式布局導(dǎo)彈舵面產(chǎn)生的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)較鴨式大，隨攻角增大誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)也增大較多。舵面偏轉(zhuǎn)后這兩種布局形式舵面控制能力基本相當(dāng)，且隨攻角增大逐漸降低。

從圖2(c)翼面滾轉(zhuǎn)力矩隨攻角變化曲線可以看出，無舵偏時(shí)鴨式布局導(dǎo)彈翼面產(chǎn)生的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)隨攻角明顯增大，正常式布局導(dǎo)彈只產(chǎn)生很小的滾轉(zhuǎn)力矩;當(dāng)舵面偏轉(zhuǎn)后這兩種布局形式存在較大的差異，正常式布局翼面滾轉(zhuǎn)力矩與其無舵偏狀態(tài)基本相同，鴨式布局導(dǎo)彈翼面產(chǎn)生很大的滾轉(zhuǎn)力矩，該滾轉(zhuǎn)力矩主要源自舵面偏轉(zhuǎn)以后誘導(dǎo)的翼面附加滾轉(zhuǎn)力矩。

通過對(duì)正常式和鴨式布局導(dǎo)彈全彈和舵翼面產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩的分析可以看出，雖然舵面和翼面自身的滾轉(zhuǎn)力矩由于布局形式略有差異，但存在的差異最主要來源是:前翼對(duì)后翼誘導(dǎo)產(chǎn)生的附加滾轉(zhuǎn)力矩。

圖2 不同氣動(dòng)布局滾轉(zhuǎn)力矩特性對(duì)比

2.2 壓力分布特性

為分析舵面偏轉(zhuǎn)后翼面的滾轉(zhuǎn)力矩特性，圖3給出了攻角8°時(shí)不同布局形式的舵面偏轉(zhuǎn)翼面半展長處的壓力分布。從圖3可以看出，正常式布局導(dǎo)彈翼剖面的迎風(fēng)面壓力較鴨式布局導(dǎo)彈高，而背風(fēng)面壓力較鴨式布局低，導(dǎo)致壓差差異更大，這種差異會(huì)引起翼面上的受力出現(xiàn)較大變化，使得最終翼面滾轉(zhuǎn)力矩出現(xiàn)較大差異。

圖3 不同氣動(dòng)布局剖面壓力分布

由于正常式布局導(dǎo)彈翼面在舵面前面，超聲速時(shí)不受舵面偏轉(zhuǎn)影響;鴨式布局導(dǎo)彈舵面偏轉(zhuǎn)以后，其下洗影響區(qū)域和影響強(qiáng)度都會(huì)直接體現(xiàn)到導(dǎo)彈翼面上，因此滾轉(zhuǎn)力矩影響更大。

為分析前后翼流動(dòng)影響，圖4給出了攻角8°時(shí)不同布局形式的來流空間流線分布。從圖4可以看出，攻角不大時(shí)，正常式布局導(dǎo)彈來流流經(jīng)翼面后，翼面上會(huì)由于飛行姿態(tài)不對(duì)稱產(chǎn)生不對(duì)稱的流動(dòng)，從而產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，但是來流經(jīng)過翼面后對(duì)位于后部的舵面影響不大，使得舵面上的操縱能力得以保持。鴨式布局導(dǎo)彈舵面上不太受來流影響，當(dāng)流動(dòng)經(jīng)舵面后，流動(dòng)會(huì)發(fā)生偏移，進(jìn)而對(duì)翼面流動(dòng)產(chǎn)生影響，使得翼面誘導(dǎo)出不對(duì)稱流動(dòng)。該不對(duì)稱流動(dòng)與翼面自身產(chǎn)生的不對(duì)稱流動(dòng)相疊加后，使得翼面流動(dòng)不對(duì)稱現(xiàn)象增強(qiáng)，從而大大增加了翼面上的滾轉(zhuǎn)力矩。該流動(dòng)特性也解釋了這兩種布局形式雖然操縱滾轉(zhuǎn)力矩差異不大，但全彈滾轉(zhuǎn)控制差異大的原因。

圖4 不同氣動(dòng)布局流線

3 結(jié)論

文中通過數(shù)值仿真結(jié)果，對(duì)比了相同翼面和舵面，在安裝位置相同條件下，鴨式布局和正常式布局導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)力矩特性、翼剖面壓力分布和流動(dòng)特性差異。并對(duì)存在差異和產(chǎn)生差異的原因進(jìn)行分析，可以得出如下結(jié)論:

1)正常式布局導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)控制能力較鴨式布局好，能控制的攻角范圍大，控制能力強(qiáng);

2)兩種布局形式導(dǎo)彈在舵面無偏轉(zhuǎn)時(shí)，前翼對(duì)后翼的影響相當(dāng)，使得全彈滾轉(zhuǎn)特性差異不大;

3)兩種布局形式導(dǎo)彈舵面滾轉(zhuǎn)控制能力上受洗流的影響較小，使得差異較小;

4)翼面因舵面偏轉(zhuǎn)所誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)是其產(chǎn)生差異的關(guān)鍵。

[1]Michael R Mendenhall著.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)[M].洪金森，等譯.北京:宇航出版社，2002.

[2]Blair A B Jr. Romote control canard missile with a free-rolling tail brake torque system[J]. Journal of Spacecraft and Rockets，1981，18(6):550 －555.

[3]紀(jì)楚群.導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)[M].北京:宇航出版社，1996.

[4]徐華舫.空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)[M].北京:北京航空學(xué)院出版社，1986.