諶　瑩，范軍芳，蘇　中（北京信息科技大學高動態(tài)導(dǎo)航技術(shù)北京市重點實驗室，北京　100101）

微小型制導(dǎo)彈藥的尾翼氣動特性研究*

諶瑩，范軍芳，蘇中
（北京信息科技大學高動態(tài)導(dǎo)航技術(shù)北京市重點實驗室，北京100101）

針對相同空間約束條件下鴨式布局微小型制導(dǎo)彈藥尾翼氣動設(shè)計問題，提出了彈出式尾翼與折疊式尾翼兩種解決方案，完成了兩種方案氣動外形的三維建模，利用計算流體力學方法計算得出0.4～0.8Ma之間的氣動特性，分析比較兩者的阻力特性和升力特性，得到了折疊式尾翼對微小型制導(dǎo)彈藥的增升效果優(yōu)于彈出式尾翼的結(jié)論。在微小型制導(dǎo)彈藥的設(shè)計過程中，可利用折疊式尾翼設(shè)計方法有效的提高微小型制導(dǎo)彈藥的可用過載。

微小型制導(dǎo)彈藥；彈出式尾翼；折疊式尾翼；氣動特性

0　引言

微小型制導(dǎo)彈藥是特征尺寸較小、質(zhì)量較輕（5～20 kg）的彈藥，在軍用和民用領(lǐng)域都具有廣泛的應(yīng)用前景［1-2］。在微小型制導(dǎo)彈藥研制過程中，分析其氣動特性有利于設(shè)計和優(yōu)化彈藥，是設(shè)計微小型制導(dǎo)彈藥必不可少的一個重要環(huán)節(jié)［3］。計算流體動力學是一門融合了數(shù)值計算理論、計算機科學與技術(shù)和經(jīng)典流體力學的新型交叉學科［4］。在實驗流體力學和理論流體力學兩種研究手段之后，計算流體力學逐步成為一種重要的研究手段［5］。

相比于正常式布局，鴨式氣動布局有利于降低彈重，提高舵的操縱效率，減小舵翼面積，從而便于彈藥小型化，便于彈藥總體設(shè)計，所以微小型制導(dǎo)彈藥可以考慮采用鴨式氣動布局［6-7］。

針對單兵便攜、無人機載等使用與發(fā)展需求［8］，文中以鴨式布局微小型制導(dǎo)彈藥為研究背景，完成了對微小型制導(dǎo)彈藥氣動外形的三維建模和網(wǎng)格劃分，對其進行了氣動特性計算，分析了不同飛行條件下所得的氣動數(shù)據(jù)，研究比較了相同空間約束條件下，彈出式尾翼和折疊式尾翼兩種方案對于微小型制導(dǎo)彈藥增加升力和減小阻力的效果。

1　氣動建模

微小型制導(dǎo)彈藥的氣動設(shè)計與它的結(jié)構(gòu)布局、控制機構(gòu)、測量裝置等密切相關(guān)［9］。根據(jù)導(dǎo)引頭、舵機、制導(dǎo)控制系統(tǒng)、戰(zhàn)斗部、發(fā)動機的結(jié)構(gòu)安排，確定合理的氣動布局方式。微小型制導(dǎo)彈藥的氣動布局方式可以選擇正常式、鴨式或其他方案［10］?；谖⑿⌒椭茖?dǎo)彈藥日益趨于小型化的特點，文中采用了鴨式氣動布局。下面對鴨式氣動布局的微小型制導(dǎo)彈藥進行三維建模。

建立坐標系，定量描述微小型制導(dǎo)彈藥的幾何特征：將微小型制導(dǎo)彈藥的導(dǎo)引頭頂端作為坐標原點O，從原點O出發(fā)沿彈身指向彈尾方向作為X軸正向，紙面內(nèi)垂直X軸向上方向作為Y軸正向，垂直紙面向外方向作為Z軸正向。實現(xiàn)微小型制導(dǎo)彈藥的三維建模，見圖1所示。

圖1　微小型制導(dǎo)彈藥的三維建模

文中研究比較了以下兩種方案對微小型制導(dǎo)彈藥增加升力和減小阻力的效果：方案一是彈出式尾翼；方案二是折疊式尾翼。

文中的設(shè)計原則是：在不改變微小型制導(dǎo)彈藥布局的情況下，充分利用尾部噴管的空間。為了滿足微小型制導(dǎo)彈藥高速飛行的特點，其尾翼的厚度都相對較小。兩種方案的尾翼都是均勻分布，方案一彈出式尾翼是6片，方案二折疊式尾翼是4片。微小型制導(dǎo)彈藥兩種尾翼方案的三維建模模型分別見圖2、圖3所示。

圖2　方案一彈出式尾翼

圖3　方案二折疊式尾翼

文中采用分層劃分網(wǎng)格法簡化計算域，將計算域分為內(nèi)層和外層兩個區(qū)域。內(nèi)層計算域網(wǎng)格分布較密，并且離微小型制導(dǎo)彈藥越近網(wǎng)格分布越密，從而可以準確的獲得氣動力和力矩［11］。外層計算域網(wǎng)格分布較疏，避免數(shù)值計算的不穩(wěn)定現(xiàn)象。

調(diào)整網(wǎng)格，直至滿足網(wǎng)格質(zhì)量要求。定義邊界條件，輸出網(wǎng)格文件，進行氣動計算。網(wǎng)格劃分見圖4所示。

圖4　網(wǎng)格劃分

2　仿真計算

2.1仿真條件

文中氣動特性計算的仿真條件為：舵偏角：δ=0°～10°；

馬赫數(shù)：Ma=0.4～0.8；攻角：α=2°～10°。

2.2數(shù)值解法

文中采用基于密度的求解器和S-A湍流模型，通過薩蘭德定律計算流體的粘性。根據(jù)仿真條件設(shè)置邊界條件和氣動力系數(shù)監(jiān)視器。迭代求解直至各氣動參數(shù)曲線基本收斂。整理并分析所得的微小型制導(dǎo)彈藥的氣動數(shù)據(jù)。

在舵偏為8°，攻角為6°，馬赫數(shù)為0.6時，折疊式尾翼的微小型制導(dǎo)彈藥的各項氣動參數(shù)曲線見圖5所示。

從圖5中可以看出，阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線都已基本收斂。

3　結(jié)果與分析

分析整理通過氣動特性計算得到的氣動數(shù)據(jù)，比較方案一和方案二對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響。文中僅列出了兩種方案在以下4種仿真條件的飛行特性對比圖。

3.1阻力特性

圖6是方案一與方案二的阻力系數(shù)隨攻角變化的對比圖。從圖中可以得出，在亞音速條件下，隨著攻角、馬赫數(shù)或舵偏角的增加，方案一與方案二的阻力系數(shù)整體上是平緩增加的，計算結(jié)果基本符合氣動規(guī)律。

圖5　氣動參數(shù)曲線

由圖6（a）中可以得到，方案二的阻力系數(shù)一直小于方案一，最高減阻了10%。

由圖6（b）中可以得到，方案二的阻力系數(shù)整體上是小于方案一的，最高減阻了10%；方案二的阻力系數(shù)僅在馬赫數(shù)為0.8、攻角為8°時略高于方案一，不超過0.6%。

由圖6（c）中可以得到，方案二的阻力系數(shù)整體上小于方案一，最高減阻了7%；方案二的阻力系數(shù)僅在舵偏角為4°、攻角為8°時略高于方案一，增加不超過0.6%。

由圖6（d）中可以得到，方案二的阻力系數(shù)一直小于方案一的阻力系數(shù)，最高減阻了11%。

綜上可得，在文中所研究的范圍內(nèi)，相比于方案一，方案二可以適當?shù)臏p小阻力。

3.2升力特性

圖7是方案一與方案二的升力系數(shù)隨攻角變化的對比圖。由圖可得，隨著攻角或舵偏角的增大，方案一與方案二的升力系數(shù)整體上均平滑增大；馬赫數(shù)的變化對升力系數(shù)的影響較小，計算結(jié)果基本符合氣動規(guī)律。

圖6　阻力系數(shù)

從圖7（a）中可以得到如下基本結(jié)論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數(shù)與方案一相當，差值不超過4%；

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數(shù)大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數(shù)增加約20%；當攻角為8°時，方案二的升力系數(shù)增加超過30%。

由圖7（b）可以看出，方案二的升力系數(shù)一直大于方案一?？梢缘玫饺缦禄窘Y(jié)論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數(shù)略大于方案一的升力系數(shù)，增加不超過7%；

圖7　升力系數(shù)

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數(shù)顯著大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數(shù)增加約25%；當攻角為8°時，方案二的升力系數(shù)增加了30%以上。

從圖7（c）中可以得到如下基本結(jié)論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數(shù)與方案一相當，差值不超過7%；

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數(shù)大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數(shù)增加約23%；當攻角為8°時，方案二的升力系數(shù)增加超過30%。

從圖7（d）中可以得到如下基本結(jié)論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數(shù)與方案一相當，差值不超過4%；

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數(shù)顯著大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數(shù)增加約22%；當攻角為8°時，方案二的升力系數(shù)增加了30%以上。

計算可得，相比于方案一，方案二的最大可用過載增加約35%，較大的提高了微小型制導(dǎo)彈藥的機動飛行能力。

在文中所研究的范圍內(nèi)（舵偏角δ=0°～10°；馬赫數(shù)Ma=0.4～0.8；攻角α=2°～10°。），在增加升力的效果上，方案二顯然優(yōu)于方案一，折疊式尾翼顯然優(yōu)于彈出式尾翼。

4　結(jié)論

文中以鴨式布局微小型制導(dǎo)彈藥為研究對象，分析比較了相同空間約束條件下折疊式尾翼和彈出式尾翼兩種方案增升和降阻的效果。從氣動計算結(jié)果可以得出，折疊式尾翼可以適當?shù)臏p小阻力；攻角較小時，折疊式尾翼與彈出式尾翼的增升效果相當；攻角較大時，折疊式尾翼的升力系數(shù)比彈出式尾翼增加了20%以上；折疊式尾翼的最大可用過載比彈出式尾翼提高了約35%。并且，文中在不改變微小型制導(dǎo)彈藥其他布局的情況下，彈出式尾翼已經(jīng)最大化利用了噴管的空間，而折疊式尾翼并沒有如此。從圖1中可以看出，折疊式尾翼還有比較大的一部分增加空間。因此，折疊式尾翼對于增加升力的效果顯著優(yōu)于彈出式尾翼。在微小型制導(dǎo)彈藥的設(shè)計過程中，為了提高可用過載，折疊式尾翼應(yīng)該是一種相對較好的方案。

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Analysis on Aerodynamic Characteristics of Tail of Miniature Guided Ammunition

CHEN Ying，F(xiàn)AN Junfang，SU Zhong
（Beijing Key Laboratory of High Dynamic Navigation Technology，Beijing Information Science and Technology University，Beijing 100101，China）

Two aerodynamic design schemes for tail of canard-controlled miniature guided ammunition were presented in this paper，i.e.，pop-up tail and folded tails.The aerodynamic shape modeling for the two schemes was completed firstly.Then，the aerodynamic characteristics between 0.4 Ma and 0.8 Ma were calculated by the computational fluid dynamics method.Thus，the drag characteristics and lift characteristics of the two schemes were analyzed and compared.The calculation and analysis results show that the folded tail is better than pop-up tail in the same space constraints on increasing lift and improving available overload.

miniature guided ammunition；pop-up tail；folded tail；aerodynamic characteristics

TJ760.1

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.034

2015-03-17

國家自然科學基金（61201417）；北京市科技新星計劃（xxjh2015B041）；北京市教委青年拔尖人才培育計劃

（CIT&TCD201504055）資助

諶瑩（1990-），女，安徽蕪湖人，碩士研究生，研究方向：自主導(dǎo)航與控制。