王 刚,刘钧圣,王 琨,赵军民,杨云刚

(西安现代控制技术研究所,西安 710065)

0 引言

在战术导弹概念设计阶段,需要通过前期理论计算获得较为合理或优化的气动外形来满足导弹性能要求(比如射程、过载、操稳特性等),为了达到这个要求,在方案设计初期就要建立具有一定计算精度和效率的气动力计算模型,以便在总体设计迭代过程中,尽可能快速、准确的确定导弹总体参数。

目前工程上常采用两种方法来评估导弹气动特性。一种是工程预估方法[1-2],该方法主要是基于大量试验数据拟合而得的经验公式,它计算简单,且几乎没有时间代价,但它无法反映特定构型真实的流场特性,故而计算精度较低;另一种是基于计算流体力学(CFD)的数值分析方法[3-4],该方法计算精度高,但也存在计算复杂且非常耗时的缺点。因此,上述二者方法对计算精度和计算效率的要求是相矛盾的。

针对以上问题,文中试图建立一种具有中等计算精度的亚声速导弹气动力快速评估方法,为导弹概念设计阶段的气动力计算提供一种更为可行有效的途径。

1 气动力计算方法

文中将数值计算法和工程估算法有效结合,建立一种基于涡格法(vortex lattice method,VLM)的亚声速导弹气动力计算方法。该方法通过VLM来预测导弹升力、压力中心、尾舵效率以及动导数。阻力则基于部件叠加的原理,将全弹阻力分解为弹翼阻力和弹身阻力。弹翼阻力由诱导阻力和型阻组成,采用涡格法来计算诱导阻力,型阻则通过基于XFOIL二维翼型数据的片条理论来预测;弹身阻力由摩擦阻力、压差阻力和底部阻力构成,全部根据工程估算法来计算。……