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(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

0 引言

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)精確打擊的要求越來越高，因此導(dǎo)彈的發(fā)展越來越受到各個(gè)國(guó)家的重視[1]。導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局決定了整體氣動(dòng)性能[2-4]，因此為了提高導(dǎo)彈的某一方面性能，從氣動(dòng)布局方面進(jìn)行改進(jìn)是一種較為有效的方法。研究者們?cè)趥鹘y(tǒng)導(dǎo)彈布局的基礎(chǔ)上提出了多種新構(gòu)型導(dǎo)彈布局，如偏轉(zhuǎn)彈頭布局導(dǎo)彈[5-11]，彈頭只需要偏轉(zhuǎn)較小角度就能夠得到較大的機(jī)動(dòng)過載，變后掠翼布局導(dǎo)彈能夠較好地適應(yīng)亞/跨超聲速飛行[12]，為了擴(kuò)大導(dǎo)彈的打擊范圍及打擊效果，本文提出一種雙彈體布局導(dǎo)彈(后文簡(jiǎn)稱雙體導(dǎo)彈)，該構(gòu)型導(dǎo)彈具有2個(gè)獨(dú)立的彈體，擁有更大的彈翼面積，能夠攜帶更多的任務(wù)載荷且航程更大。

對(duì)導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性研究方法主要分為風(fēng)洞試驗(yàn)及數(shù)值模擬2種。風(fēng)洞試驗(yàn)存在測(cè)量難度大，試驗(yàn)費(fèi)用高的問題，同時(shí)試驗(yàn)裝置對(duì)測(cè)量結(jié)果也存在很大的干擾[13]，而隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，CFD技術(shù)被廣泛應(yīng)用于飛行器的氣動(dòng)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(dǎo)彈各主要?dú)鈩?dòng)部件的作用，發(fā)現(xiàn)了頭部小邊條能夠增加導(dǎo)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(zhǎng)過程中的非定常氣動(dòng)特性。紀(jì)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(dǎo)彈在不同馬赫數(shù)和不同迎角時(shí)的升阻力系數(shù)及力矩，得到了較好的計(jì)算結(jié)果。

以上說明CFD方法在導(dǎo)彈氣動(dòng)特性計(jì)算方面得到了廣泛的應(yīng)用，并且能夠得到較為準(zhǔn)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(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，基于FLUENT軟件采用S-A湍流模型分析單體導(dǎo)彈和雙體導(dǎo)彈在不同馬赫數(shù)及迎角狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，并比較2種構(gòu)型的氣動(dòng)特性差異，為雙體導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的深入研究提供了基礎(chǔ)。

1 雙體導(dǎo)彈布局特點(diǎn)

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

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

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

參數(shù)數(shù)值全彈長(zhǎng)度/m3.90彈徑/m0.38頭罩長(zhǎng)度/m1.04彈翼弦長(zhǎng)/m0.32彈翼展長(zhǎng)/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(zhǎng)/m1.12

2 數(shù)值計(jì)算方法

2.1 網(wǎng)格劃分

本文采用ICEM網(wǎng)格劃分軟件對(duì)雙體導(dǎo)彈進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，如圖2所示。翼型表面設(shè)置附面層網(wǎng)格，第一層為0.01 mm，層數(shù)為10層，增長(zhǎng)率為1.2。對(duì)彈翼前緣及彈體前緣等曲率較大部位進(jìn)行網(wǎng)格加密，同時(shí)為了減少網(wǎng)格數(shù)提高計(jì)算效率，只在導(dǎo)彈附近流動(dòng)較為劇烈區(qū)域進(jìn)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(dǎo)彈氣動(dòng)特性時(shí)，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(shè)置為：導(dǎo)彈采用無滑移壁面條件，遠(yuǎn)場(chǎng)采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界。計(jì)算工況包括Ma=0.5，1.0，1.5，迎角α=0°～20°。

3 氣動(dòng)特性分析

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

(1)

圖2 雙體導(dǎo)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(zhǎng)度。

圖3～5表示了2種構(gòu)型導(dǎo)彈不同馬赫數(shù)及迎角下的氣動(dòng)特性?？梢钥闯觯S著迎角的增大，2種構(gòu)型導(dǎo)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(shí)升力上升速度較小趨于平緩，同一狀態(tài)下雙體導(dǎo)彈的升力超過了單體導(dǎo)彈升力的2倍，說明2個(gè)導(dǎo)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(dǎo)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(dǎo)彈的升阻比略小于單體導(dǎo)彈的升阻比，且隨著迎角的增大差值在增大，說明雙體導(dǎo)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(shí)，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(shí)2種構(gòu)型導(dǎo)彈氣動(dòng)特性Fig.3 Aerodynamic characteristics of two types of missiles with Ma=0.5

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

圖5 Ma=1.5時(shí)2種構(gòu)型導(dǎo)彈氣動(dòng)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(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，基于FLUENT軟件采用S-A湍流模型分析單體導(dǎo)彈和雙體導(dǎo)彈在不同馬赫數(shù)及迎角狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，并比較2種構(gòu)型的氣動(dòng)特性差異，得到如下結(jié)論：

(1) 雙體導(dǎo)彈較單體導(dǎo)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(dǎo)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。