薛 杰,李曉暉,程養(yǎng)民

(中國航天科技集團公司第四研究院第41研究所, 西安 710025)

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭導彈防御技術日益進步,對戰(zhàn)術導彈的研制提出了新挑戰(zhàn),要求其射程盡可能遠、末端機動性能(可用法向過載)盡可能高[1]。對戰(zhàn)術導彈的氣動設計,歸結為升阻比高、可用攻角大。

大展弦比彈翼具有升阻比高、可用法向力大的特點,在戰(zhàn)術導彈中的應用越來越多,但細長型的大展弦比彈翼在較大攻角下,存在翼面氣流分離現(xiàn)象,導致其可用攻角較小,末端可用法向過載小的問題[2]。因此為提升末端可用法向過載,多數(shù)導彈采用提高末端飛行速度,從而提升可用過載的方案[3]。但該方案卻導致導彈最大射程能力減小。因此需尋求新的解決方案。

邊條翼是在高機動戰(zhàn)斗飛機的機翼前方增加一細長邊條[4]。利用邊條翼在大攻角條件下產(chǎn)生的渦升力和對機翼流場的有利干擾,從而大幅度的提高飛機整體的升力,改善其機動性[5-7]。

文中將邊條翼引入某大展弦比導彈,通過仿真和風洞試驗驗證其對導彈法向特性的影響效果,并對其在戰(zhàn)術導彈氣動外形中的應用進行了有益探索。

1 某導彈外形設計情況

某小型戰(zhàn)術導彈的基本氣動外形采用“×-×”型正常式布局、大展弦比彈翼的方案,出于增強巡航段升力特性的考慮,其設計展弦比達到了10.2,如圖1所示。

圖1 某大展弦比導彈基本氣動外形

利用FLUENT軟件對其外流場進行仿真分析,得到導彈在主要飛行馬赫數(shù)(0.6Ma)條件下法向力隨攻角的變化曲線見圖2，升阻比特性曲線見圖3。

可見,在攻角小于8°時,導彈的法向力系數(shù)隨攻角增加基本呈線性增加趨勢；在攻角大于8°時,由于翼面氣流分離影響,其法向力系數(shù)斜率逐步降低,在15°攻角下相比直線降低了約20%,嚴重影響其在大攻角下的機動性能。在8°攻角下其升阻比最大,此后隨攻角增加其升阻比數(shù)值逐漸降低。

圖2 基本外形的法向力系數(shù)曲線(0.6Ma)

為改善基本外形在大攻角條件下的氣動性能,在4個彈翼前緣均增加了一個三角形的邊條,形成邊條翼形式的改進氣動布局。

圖3 基本外形的升阻比特性曲線(0.6Ma)

改進后的氣動外形見圖4,為增強大展弦比彈翼強度與剛度,圖中邊條翼延伸至主彈翼根部,增加了彈翼根部厚度。

圖4 改進后的大展弦比導彈氣動外形

2 帶邊條翼氣動外形的數(shù)值仿真情況

為驗證增加邊條翼后對導彈法向力特性的改善效果,采用FLUENT軟件開展了全彈外流場的仿真,并與不帶邊條翼的仿真結果進行對比分析。

2.1 網(wǎng)格劃分情況

利用GridgenTM軟件生成流場仿真所需的結構化網(wǎng)格[8]。計算網(wǎng)格總數(shù)為105萬。

2.2 邊界條件

對導彈彈體等部件表面采用無滑移的壁面邊界條件；對導彈的縱向對稱面采用對稱邊界條件；對于流場的外邊界,則選用遠場邊界條件。

2.3 仿真模型及初始條件

采用理想氣體模型、S-A湍流模型、基于密度的隱式耦合算法來計算導彈的流場。

計算初始條件為靜壓101 325 Pa、靜溫288.15 K、高度0 km(密度1.225 kg/m3)。

2.4 數(shù)值仿真結果

仿真得到的有無邊條翼情況下,導彈的法向力系數(shù)和升阻比特性曲線如圖5所示。

圖5 有無邊條翼的法向力和升阻比特性曲線(0.6Ma)

由圖5可見,增加邊條翼的情況下,隨攻角增加導彈法向力系數(shù)增量從小攻角的14%增加至大攻角的18%；而升阻比也有不同程度的增加,4°～8°的小攻角條件下增量達到10%左右。

可見在大攻角條件下,邊條翼的引入大幅提升了導彈的法向力系數(shù)斜率,從而大幅提升了其法向過載,改善其機動性。

有無邊條翼情況下的零阻系數(shù)和相對壓心系數(shù)曲線如圖6所示。由6圖可知,邊條翼的引入將導致導彈的零阻系數(shù)增加約5%,使導彈的相對壓心前移。

圖6 有無邊條翼的零阻系數(shù)(0°攻角)和相對壓心系數(shù)曲線(0.6Ma)

3 風洞試驗驗證情況

為進一步驗證增加邊條翼后導彈的氣動性能,采用1∶5的縮比模型開展了導彈的風洞驗證試驗。

圖7 風洞試驗模型

試驗得到的導彈法向力系數(shù)特性曲線見圖8。

由圖8可見,有邊條翼情況下導彈的法向力系數(shù)隨攻角基本呈線性變化,試驗值略大于仿真計算值,最大偏差在5%左右。

圖8 有邊條翼情況下導彈的法向力特性

圖9 零阻特性和相對壓心系數(shù)曲線

試驗得到的導彈零阻特性和相對壓心系數(shù)曲線見圖9?？梢?試驗得到的零阻系數(shù)(經(jīng)過雷諾數(shù)修正)略大于仿真計算值,最大偏差在10%左右；試驗得到的相對壓心系數(shù)略大于仿真計算值,最大偏差在1%以下。

4 結論

文中對邊條翼在亞音速戰(zhàn)術導彈氣動設計中的應用進行了探索性研究,通過數(shù)值仿真和風洞試驗的方法,對某大展弦比彈翼布局的戰(zhàn)術導彈在增加邊條翼前后的氣動特性進行了分析,結果表明:

1)邊條翼的增升效果對于亞音速戰(zhàn)術導彈有效,小攻角條件下,邊條翼可增加有效的彈翼面積,從而增大同攻角下的法向力系數(shù)；在大攻角條件下,邊條翼可大幅提升導彈的法向力系數(shù)斜率,從而提升其法向過載和機動性。

2)邊條翼的增加同時會使導彈的阻力略有增加,導彈的壓心略有前移,在氣動設計時需統(tǒng)一考慮。

3)風洞試驗結果驗證了文中所采用計算模型的準確性,相關氣動參數(shù)偏差在工程可接受的范圍內。