薛 杰,李晓晖,程养民

(中国航天科技集团公司第四研究院第41研究所, 西安 710025)

0 引言

现代战争导弹防御技术日益进步,对战术导弹的研制提出了新挑战,要求其射程尽可能远、末端机动性能(可用法向过载)尽可能高[1]。对战术导弹的气动设计,归结为升阻比高、可用攻角大。

大展弦比弹翼具有升阻比高、可用法向力大的特点,在战术导弹中的应用越来越多,但细长型的大展弦比弹翼在较大攻角下,存在翼面气流分离现象,导致其可用攻角较小,末端可用法向过载小的问题[2]。因此为提升末端可用法向过载,多数导弹采用提高末端飞行速度,从而提升可用过载的方案[3]。但该方案却导致导弹最大射程能力减小。因此需寻求新的解决方案。

边条翼是在高机动战斗飞机的机翼前方增加一细长边条[4]。利用边条翼在大攻角条件下产生的涡升力和对机翼流场的有利干扰,从而大幅度的提高飞机整体的升力,改善其机动性[5-7]。

文中将边条翼引入某大展弦比导弹,通过仿真和风洞试验验证其对导弹法向特性的影响效果,并对其在战术导弹气动外形中的应用进行了有益探索。

1 某导弹外形设计情况

某小型战术导弹的基本气动外形采用“×-×”型正常式布局、大展弦比弹翼的方案,出于增强巡航段升力特性的考虑,其设计展弦比达到了10.2,如图1所示。

图1 某大展弦比导弹基本气动外形

利用FLUENT软件对其外流场进行仿真分析,得到导弹在主要飞行马赫数(0.6Ma)条件下法向力随攻角的变化曲线见图2，升阻比特性曲线见图3。

可见,在攻角小于8°时,导弹的法向力系数随攻角增加基本呈线性增加趋势；在攻角大于8°时,由于翼面气流分离影响,其法向力系数斜率逐步降低,在15°攻角下相比直线降低了约20%,严重影响其在大攻角下的机动性能。在8°攻角下其升阻比最大,此后随攻角增加其升阻比数值逐渐降低。

图2 基本外形的法向力系数曲线(0.6Ma)

为改善基本外形在大攻角条件下的气动性能,在4个弹翼前缘均增加了一个三角形的边条,形成边条翼形式的改进气动布局。

图3 基本外形的升阻比特性曲线(0.6Ma)

改进后的气动外形见图4,为增强大展弦比弹翼强度与刚度,图中边条翼延伸至主弹翼根部,增加了弹翼根部厚度。

图4 改进后的大展弦比导弹气动外形

2 带边条翼气动外形的数值仿真情况

为验证增加边条翼后对导弹法向力特性的改善效果,采用FLUENT软件开展了全弹外流场的仿真,并与不带边条翼的仿真结果进行对比分析。

2.1 网格划分情况

利用GridgenTM软件生成流场仿真所需的结构化网格[8]。计算网格总数为105万。

2.2 边界条件

对导弹弹体等部件表面采用无滑移的壁面边界条件；对导弹的纵向对称面采用对称边界条件；对于流场的外边界,则选用远场边界条件。

2.3 仿真模型及初始条件

采用理想气体模型、S-A湍流模型、基于密度的隐式耦合算法来计算导弹的流场。

计算初始条件为静压101 325 Pa、静温288.15 K、高度0 km(密度1.225 kg/m3)。

2.4 数值仿真结果

仿真得到的有无边条翼情况下,导弹的法向力系数和升阻比特性曲线如图5所示。

图5 有无边条翼的法向力和升阻比特性曲线(0.6Ma)

由图5可见,增加边条翼的情况下,随攻角增加导弹法向力系数增量从小攻角的14%增加至大攻角的18%；而升阻比也有不同程度的增加,4°～8°的小攻角条件下增量达到10%左右。

可见在大攻角条件下,边条翼的引入大幅提升了导弹的法向力系数斜率,从而大幅提升了其法向过载,改善其机动性。

有无边条翼情况下的零阻系数和相对压心系数曲线如图6所示。由6图可知,边条翼的引入将导致导弹的零阻系数增加约5%,使导弹的相对压心前移。

图6 有无边条翼的零阻系数(0°攻角)和相对压心系数曲线(0.6Ma)

3 风洞试验验证情况

为进一步验证增加边条翼后导弹的气动性能,采用1∶5的缩比模型开展了导弹的风洞验证试验。

图7 风洞试验模型

试验得到的导弹法向力系数特性曲线见图8。

由图8可见,有边条翼情况下导弹的法向力系数随攻角基本呈线性变化,试验值略大于仿真计算值,最大偏差在5%左右。

图8 有边条翼情况下导弹的法向力特性

图9 零阻特性和相对压心系数曲线

试验得到的导弹零阻特性和相对压心系数曲线见图9。可见,试验得到的零阻系数(经过雷诺数修正)略大于仿真计算值,最大偏差在10%左右；试验得到的相对压心系数略大于仿真计算值,最大偏差在1%以下。

4 结论

文中对边条翼在亚音速战术导弹气动设计中的应用进行了探索性研究,通过数值仿真和风洞试验的方法,对某大展弦比弹翼布局的战术导弹在增加边条翼前后的气动特性进行了分析,结果表明:

1)边条翼的增升效果对于亚音速战术导弹有效,小攻角条件下,边条翼可增加有效的弹翼面积,从而增大同攻角下的法向力系数；在大攻角条件下,边条翼可大幅提升导弹的法向力系数斜率,从而提升其法向过载和机动性。

2)边条翼的增加同时会使导弹的阻力略有增加,导弹的压心略有前移,在气动设计时需统一考虑。

3)风洞试验结果验证了文中所采用计算模型的准确性,相关气动参数偏差在工程可接受的范围内。