申遂愿，朱清華，陳建煒，王坤，曾嘉楠，朱振華，丁正原

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，江蘇 南京 210016)

0 引言

隨著科學技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代戰(zhàn)爭對精確打擊的要求越來越高，因此導彈的發(fā)展越來越受到各個國家的重視[1]。導彈的氣動布局決定了整體氣動性能[2-4]，因此為了提高導彈的某一方面性能，從氣動布局方面進行改進是一種較為有效的方法。研究者們在傳統(tǒng)導彈布局的基礎(chǔ)上提出了多種新構(gòu)型導彈布局，如偏轉(zhuǎn)彈頭布局導彈[5-11]，彈頭只需要偏轉(zhuǎn)較小角度就能夠得到較大的機動過載，變后掠翼布局導彈能夠較好地適應亞/跨超聲速飛行[12]，為了擴大導彈的打擊范圍及打擊效果，本文提出一種雙彈體布局導彈(后文簡稱雙體導彈)，該構(gòu)型導彈具有2個獨立的彈體，擁有更大的彈翼面積，能夠攜帶更多的任務載荷且航程更大。

對導彈的氣動特性研究方法主要分為風洞試驗及數(shù)值模擬2種。風洞試驗存在測量難度大，試驗費用高的問題，同時試驗裝置對測量結(jié)果也存在很大的干擾[13]，而隨著計算機技術(shù)的快速發(fā)展，CFD技術(shù)被廣泛應用于飛行器的氣動特性分析。李小林等[14]采用三維可壓雷諾平均的N-S方程(Reynolds averaged Navier-Stokes,RANS方程)分析了MICA導彈各主要氣動部件的作用，發(fā)現(xiàn)了頭部小邊條能夠增加導彈的過載能力。于勇等[15]采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型分析了可變翼飛行器在變展長過程中的非定常氣動特性。紀錄等[16]基于FLUENT軟件及非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，采用S-A湍流模型分析了一種導彈在不同馬赫數(shù)和不同迎角時的升阻力系數(shù)及力矩，得到了較好的計算結(jié)果。

以上說明CFD方法在導彈氣動特性計算方面得到了廣泛的應用，并且能夠得到較為準確的結(jié)果，因此本文在前人的研究基礎(chǔ)上，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)對模型進行網(wǎng)格劃分，基于FLUENT軟件采用S-A湍流模型分析單體導彈和雙體導彈在不同馬赫數(shù)及迎角狀態(tài)下的氣動特性，并比較2種構(gòu)型的氣動特性差異，為雙體導彈氣動特性的深入研究提供了基礎(chǔ)。

1 雙體導彈布局特點

雙體導彈擁有2個獨立的彈體，從圖1中2種構(gòu)型導彈外形示意可以看出，雙體導彈的2個彈體通過中間的彈翼進行連接，同時每個彈體上均有獨自的十字形尾翼，其飛行原理與單體導彈類似。雙體導彈主要參數(shù)如表1所示，其中單體導彈的彈體及彈翼尺寸與雙體導彈相同。

圖1 2種構(gòu)型導彈外形示意圖Fig.1 Schematic diagram of two types of missiles

表1 雙體導彈主要參數(shù)
Table 1 Main parameters of the double-body missile

參數(shù)數(shù)值全彈長度/m3.90彈徑/m0.38頭罩長度/m1.04彈翼弦長/m0.32彈翼展長/m0.82彈翼位置(前緣)/m1.80中間連接彈翼翼型NACA4412中間連接彈翼翼型展長/m1.12

2 數(shù)值計算方法

2.1 網(wǎng)格劃分

本文采用ICEM網(wǎng)格劃分軟件對雙體導彈進行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，如圖2所示。翼型表面設置附面層網(wǎng)格，第一層為0.01 mm，層數(shù)為10層，增長率為1.2。對彈翼前緣及彈體前緣等曲率較大部位進行網(wǎng)格加密，同時為了減少網(wǎng)格數(shù)提高計算效率，只在導彈附近流動較為劇烈區(qū)域進行網(wǎng)格加密，整體網(wǎng)格數(shù)約為700萬。

2.2 數(shù)值方法

研究雙體導彈氣動特性時，采用商用軟件FLUENT求解基于雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程，湍流模型采用S-A湍流模型，壓力-速度耦合采用simple算法，采用二階精度的離散格式。邊界條件設置為：導彈采用無滑移壁面條件，遠場采用壓力遠場邊界。計算工況包括Ma=0.5，1.0，1.5，迎角α=0°～20°。

3 氣動特性分析

采用圖1中2種導彈構(gòu)型分析雙體導彈氣動特性并研究其與單體導彈的氣動性能的差異。在氣動性能方面，主要考慮導彈升力L，阻力D及俯仰力矩系數(shù)Cm，其計算公式為

(1)

圖2 雙體導彈網(wǎng)格Fig.2 Mesh of the double-body missile

式中：M為力矩;ρ為空氣密度;v為速度;S為彈翼投影面積;Ca為彈翼特征長度。

圖3～5表示了2種構(gòu)型導彈不同馬赫數(shù)及迎角下的氣動特性?？梢钥闯?，隨著迎角的增大，2種構(gòu)型導彈的升力均上升，且小迎角裝狀態(tài)下升力較小，上升速度快，迎角較大時升力上升速度較小趨于平緩，同一狀態(tài)下雙體導彈的升力超過了單體導彈升力的2倍，說明2個導彈體之間的連接彈翼提供的升力超過了兩側(cè)彈翼的升力；隨著迎角的增大，2種構(gòu)型導彈阻力在逐漸減小，且隨著馬赫數(shù)的增加減小幅度在變小但整體阻力增加較大，從升阻比曲線可以看出，雙體導彈的升阻比略小于單體導彈的升阻比，且隨著迎角的增大差值在增大，說明雙體導彈雖然能夠產(chǎn)生更大的升力但其所增加的阻力值也較大；同時，整體俯仰力矩系數(shù)隨著迎角的增大而增加較大。

圖3 Ma=0.5時2種構(gòu)型導彈氣動特性Fig.3 Aerodynamic characteristics of two types of missiles with Ma=0.5

圖4 Ma=1.0時2種構(gòu)型導彈氣動特性Fig.4 Aerodynamic characteristics of two types of missiles with Ma=1.0

圖5 Ma=1.5時2種構(gòu)型導彈氣動特性Fig.5 Aerodynamic characteristics of two types of missiles with Ma=1.5

4 結(jié)束語

本文采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)對模型進行網(wǎng)格劃分，基于FLUENT軟件采用S-A湍流模型分析單體導彈和雙體導彈在不同馬赫數(shù)及迎角狀態(tài)下的氣動特性，并比較2種構(gòu)型的氣動特性差異，得到如下結(jié)論：

(1) 雙體導彈較單體導彈擁有更優(yōu)的升力能力，但其所受阻力更大，升阻比下降。

(2) 2種構(gòu)型導彈阻力均隨著迎角的增大而減小，且馬赫數(shù)的越大其減小幅度越小。