戰術導彈非對稱渦控制技術研究*

董國國，王學占，王立強

(中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009)

0 引言

面向未來作戰環境的新型戰術導彈將面臨小型化、高機動、高敏捷、隱身、多用途等性能挑戰，單純利用氣動控制面產生控制過載和飛行姿態的方式已不足以滿足未來導彈性能的要求，通過渦的利用和控制技術來提升導彈氣動性能的主動流動控制技術越來越得到人們的重視。鴨翼、邊條翼、增升裝置等傳統的渦控制技術已在飛機、導彈設計領域成功應用，適時、動態的新型主動渦控制技術將是未來的發展方向。可進行“開－關控制”的微型擾流裝置對提升戰術導彈的作戰性能是極為有利的。

使用微型擾流裝置來提高流場控制效率的研究起源于20世紀。近些年來，微型擾流裝置應用已經在風洞中進行了大量的試驗[1－2]。Patel等人[1]在亞音速條件下通過影響非對稱渦的形成和分離，成功的穩定了大攻角飛行的正切卵形頭部的類炮彈體。Garon等人[2]利用自由飛風洞試驗設施，在馬赫數為0.8～2.3的一系列流場中，進行了微機電系統(MEMS)控制的導彈表面突起物對整個流場影響的研究。然而，這些研究主要集中于大攻角范圍[3－6]。

文中則主要關注從小攻角到中等攻角這個范圍內的流動控制，通過微型擾流塊的工作來擾動來流并產生不對稱渦來產生額外的控制氣動力增益，設計了簡化的戰術導彈模型和微型擾流塊，通過數值模擬驗證了微型擾流塊改變導彈飛行姿態，提高導彈側向機動性能的能力。

1 模型設計

導彈模型彈徑為D，頭部為圓錐形，頭部長3D，全長13D;擾流塊為立方體，高 H=0.033D，寬 w=0.089D，厚 t=0.026D，軸向位置為距離頭部尖點0.844D處。圖1給出了導彈和擾流塊組合關系圖。

圖1 導彈和擾流塊組合關系圖

2 數值模擬方法

2.1 控制方程

控制方程為一般曲線坐標系下的雷諾平均N-S方程，方程形式為:

具體求解采用有限體積方法。其中，湍流模型采用k-ωSST模型，空間離散采用Roe格式，求解采用LUSGS隱式離散，時間推進采用多重網格加速收斂技術。

圖2 擾流塊附近網格細節圖

2.2 計算網格

采用結構網格，物面網格加密處理，網格第一層高度為 0.01mm，網格單元總數限制在200萬左右。估算19°攻角時考慮擾流塊拓撲的無擾流塊導彈流場計算誤差約為2%，為法向力系數的1.2%。擾流塊附近的網格細節見圖2。

2.3 流場求解

采用風洞坐標系描述，坐標原點為導彈頭錐理論頂點，X軸沿彈軸指向前，Y軸在垂直平面內垂直X軸指向上，Z軸垂直OXY構成右手坐標系。來流狀態為Ma=1.5，P=26000Pa，T=206K，Re/L=15.2E+06，計算攻角為 0°、5°、10°、15°、17°、19°、20°和 22°。參考長度取 D=0.2m，參考面積取0.0314m2。

3 計算結果

3.1 擾流塊對導彈流場的影響

圖3給出導彈有和無擾流塊的流場渦結構對比，計算攻角為19°，擾流塊周向角為 －45°，沿彈身軸向幾個截面距頭部理論頂點的距離分別為0.3m、0.5m、0.85m、1.35m、1.85m及2.35m。由圖3(a)看出，導彈物面的粘性阻滯及逆壓梯度共同作用導致物面邊界層分離，原保持于物面附近的有渦層迅速離開物面進入主流場，邊界層在距頭部0.3m以前已經發生分離，最終在背風側產生一對明顯的分離渦，這對主分離渦沿流向移動時不斷吸收從彈體卷起的渦片，渦核距彈身的距離、渦強逐漸變大，在最后兩個截面已有二次渦出現，但左右分離渦始終對稱。由圖3(b)看出，擾流塊的存在對導彈左側的渦系起到了增強和放大作用，左側的集中渦明顯大于右側，整個流場的渦系出現了明顯的不對稱，彈身左側分離渦較右側更快發展以及脫離彈體面，分離線更為靠下(俯視)，右側渦系受到左側渦系的吸附及誘導，渦核較無擾流塊時更靠近中心對稱面，最終越過了對稱面。

圖3 流場渦結構對比圖

圖4 給出擾流塊壓力分布及導彈周圍流線。擾流塊高壓區出現在迎風面一角，是由彈身遮擋及附面層影響造成的。由于擾流塊迎風面積及浸潤面積較小，其占全彈阻力的比例很小;導彈頭部區左側流線因擾流塊的增強和放大作用而呈現明顯的螺旋狀，右側則在過頭部后才出現螺旋狀。

圖4 擾流塊壓力分布及導彈周圍流線

圖5 水平對稱面內Cp對比

圖5 和圖6給出有與無擾流塊彈體水平對稱面軸向壓力系數對比和周向壓力系數對比。可以看出:擾流塊對導彈物面壓力分布有較大影響，兩側壓力明顯不對稱，無擾流塊一側物面壓力小于有擾流塊一側，彈身左側在安裝擾流塊后壓力變大，右側則相反，圖5中彈體尾部規律與此相反，初步考慮是由左側卷起的二次分離渦造成的。

圖6 彈體周向Cp對比

3.2 擾流塊對氣動特性的影響

圖7 Cz隨攻角變化曲線

圖8 Cz/Cn隨攻角變化曲線

圖9 My隨攻角變化曲線

圖7 和圖8分別給出了導彈和擾流塊組合的側向力系數、側向力系數與法向力系數比值隨攻角變化情況。結果表明:體積微小的擾流塊能產生非常可觀的側向力，對導彈側向控制非常有利，最大側向力出現在攻角19°左右。

圖9給出組合的偏航力矩系數隨攻角變化情況，大致規律同側向力系數。

圖10給出組合的滾轉力矩系數隨攻角變化情況，由于擾流塊本身產生的 mx很小，彈身上雖然左右壓力分布不同，但是力臂很小，其值亦較小。

圖11～圖14給出組合的法向力系數、縱向壓心、前體阻力系數隨攻角變化情況。擾流塊對其它氣動特性影響較小，加裝擾流塊后法向力和阻力略有增加，壓心略有后移。

圖10 Mx隨攻角變化曲線

圖11 Cn隨攻角變化曲線

圖12 Xcp隨攻角變化曲線

圖13 Caf隨攻角變化曲線

4 結論

通過數值求解N-S方程，研究了微型擾流裝置在“開啟”狀態下戰術導彈超音速流場的流動特性，得到如下結論:

1)對于戰術導彈類細長體導彈外形，通過微型擾流裝置能控制流場渦系。擾流塊對流場渦系起到增強和放大作用，有擾流塊一側的分離渦更快地發展以及脫離彈體面，同時對另一側的渦系產生吸附及誘導作用，使整個流場的渦系嚴重不對稱。

2)微型擾流裝置工作的有效攻角范圍大，能顯著提高戰術導彈姿態控制、側向機動能力。最大側向力出現在攻角19°左右，對導彈其他氣動特性的影響較小。

[1]Patel M P，Prince T S，Carver R，et al.Deployable flow effectors for phantom yaw control of missiles at high alpha，AIAA 2002 －2827[R].2002.

[2]Garon K D，Abate G L，Hathaway W.Free-flight testing of generic missile with MEMS protuberances，AIAA 2003－1242[R].2003.

[3]Bernhardt J E，Williams D R.Close-loop control of forebody flow asymmetry [J].Journal of Aircraft，2000，37(3):491－498.

[4]ROOS F W.Microblowing for high-angle-of-attack vortex flow control on a fighter aircraft[J].Journal of Aircraft，2001，38(3):454－457.

[5]Malcolm G N.Forebody vortex control－A progress review，AIAA 93 －3540[R].1993.

[6]Williams D.A review of forbody vortex control scenarios，AIAA 97 －1967[R].1997.

[7]呂國鑫，陳紹明.飛航導彈氣動設計[M].北京:中國宇航出版社，2009.