微小型制導彈藥的尾翼氣動特性研究*

諶　瑩，范軍芳，蘇　中（北京信息科技大學高動態導航技術北京市重點實驗室，北京　100101）

微小型制導彈藥的尾翼氣動特性研究*

諶瑩，范軍芳，蘇中
（北京信息科技大學高動態導航技術北京市重點實驗室，北京100101）

針對相同空間約束條件下鴨式布局微小型制導彈藥尾翼氣動設計問題，提出了彈出式尾翼與折疊式尾翼兩種解決方案，完成了兩種方案氣動外形的三維建模，利用計算流體力學方法計算得出0.4～0.8Ma之間的氣動特性，分析比較兩者的阻力特性和升力特性，得到了折疊式尾翼對微小型制導彈藥的增升效果優于彈出式尾翼的結論。在微小型制導彈藥的設計過程中，可利用折疊式尾翼設計方法有效的提高微小型制導彈藥的可用過載。

微小型制導彈藥；彈出式尾翼；折疊式尾翼；氣動特性

0　引言

微小型制導彈藥是特征尺寸較小、質量較輕（5～20 kg）的彈藥，在軍用和民用領域都具有廣泛的應用前景［1-2］。在微小型制導彈藥研制過程中，分析其氣動特性有利于設計和優化彈藥，是設計微小型制導彈藥必不可少的一個重要環節［3］。計算流體動力學是一門融合了數值計算理論、計算機科學與技術和經典流體力學的新型交叉學科［4］。在實驗流體力學和理論流體力學兩種研究手段之后，計算流體力學逐步成為一種重要的研究手段［5］。

相比于正常式布局，鴨式氣動布局有利于降低彈重，提高舵的操縱效率，減小舵翼面積，從而便于彈藥小型化，便于彈藥總體設計，所以微小型制導彈藥可以考慮采用鴨式氣動布局［6-7］。

針對單兵便攜、無人機載等使用與發展需求［8］，文中以鴨式布局微小型制導彈藥為研究背景，完成了對微小型制導彈藥氣動外形的三維建模和網格劃分，對其進行了氣動特性計算，分析了不同飛行條件下所得的氣動數據，研究比較了相同空間約束條件下，彈出式尾翼和折疊式尾翼兩種方案對于微小型制導彈藥增加升力和減小阻力的效果。

1　氣動建模

微小型制導彈藥的氣動設計與它的結構布局、控制機構、測量裝置等密切相關［9］。根據導引頭、舵機、制導控制系統、戰斗部、發動機的結構安排，確定合理的氣動布局方式。微小型制導彈藥的氣動布局方式可以選擇正常式、鴨式或其他方案［10］。基于微小型制導彈藥日益趨于小型化的特點，文中采用了鴨式氣動布局。下面對鴨式氣動布局的微小型制導彈藥進行三維建模。

建立坐標系，定量描述微小型制導彈藥的幾何特征：將微小型制導彈藥的導引頭頂端作為坐標原點O，從原點O出發沿彈身指向彈尾方向作為X軸正向，紙面內垂直X軸向上方向作為Y軸正向，垂直紙面向外方向作為Z軸正向。實現微小型制導彈藥的三維建模，見圖1所示。

圖1　微小型制導彈藥的三維建模

文中研究比較了以下兩種方案對微小型制導彈藥增加升力和減小阻力的效果：方案一是彈出式尾翼；方案二是折疊式尾翼。

文中的設計原則是：在不改變微小型制導彈藥布局的情況下，充分利用尾部噴管的空間。為了滿足微小型制導彈藥高速飛行的特點，其尾翼的厚度都相對較小。兩種方案的尾翼都是均勻分布，方案一彈出式尾翼是6片，方案二折疊式尾翼是4片。微小型制導彈藥兩種尾翼方案的三維建模模型分別見圖2、圖3所示。

圖2　方案一彈出式尾翼

圖3　方案二折疊式尾翼

文中采用分層劃分網格法簡化計算域，將計算域分為內層和外層兩個區域。內層計算域網格分布較密，并且離微小型制導彈藥越近網格分布越密，從而可以準確的獲得氣動力和力矩［11］。外層計算域網格分布較疏，避免數值計算的不穩定現象。

調整網格，直至滿足網格質量要求。定義邊界條件，輸出網格文件，進行氣動計算。網格劃分見圖4所示。

圖4　網格劃分

2　仿真計算

2.1仿真條件

文中氣動特性計算的仿真條件為：舵偏角：δ=0°～10°；

馬赫數：Ma=0.4～0.8；攻角：α=2°～10°。

2.2數值解法

文中采用基于密度的求解器和S-A湍流模型，通過薩蘭德定律計算流體的粘性。根據仿真條件設置邊界條件和氣動力系數監視器。迭代求解直至各氣動參數曲線基本收斂。整理并分析所得的微小型制導彈藥的氣動數據。

在舵偏為8°，攻角為6°，馬赫數為0.6時，折疊式尾翼的微小型制導彈藥的各項氣動參數曲線見圖5所示。

從圖5中可以看出，阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數曲線都已基本收斂。

3　結果與分析

分析整理通過氣動特性計算得到的氣動數據，比較方案一和方案二對升力系數和阻力系數的影響。文中僅列出了兩種方案在以下4種仿真條件的飛行特性對比圖。

3.1阻力特性

圖6是方案一與方案二的阻力系數隨攻角變化的對比圖。從圖中可以得出，在亞音速條件下，隨著攻角、馬赫數或舵偏角的增加，方案一與方案二的阻力系數整體上是平緩增加的，計算結果基本符合氣動規律。

圖5　氣動參數曲線

由圖6（a）中可以得到，方案二的阻力系數一直小于方案一，最高減阻了10%。

由圖6（b）中可以得到，方案二的阻力系數整體上是小于方案一的，最高減阻了10%；方案二的阻力系數僅在馬赫數為0.8、攻角為8°時略高于方案一，不超過0.6%。

由圖6（c）中可以得到，方案二的阻力系數整體上小于方案一，最高減阻了7%；方案二的阻力系數僅在舵偏角為4°、攻角為8°時略高于方案一，增加不超過0.6%。

由圖6（d）中可以得到，方案二的阻力系數一直小于方案一的阻力系數，最高減阻了11%。

綜上可得，在文中所研究的范圍內，相比于方案一，方案二可以適當的減小阻力。

3.2升力特性

圖7是方案一與方案二的升力系數隨攻角變化的對比圖。由圖可得，隨著攻角或舵偏角的增大，方案一與方案二的升力系數整體上均平滑增大；馬赫數的變化對升力系數的影響較小，計算結果基本符合氣動規律。

圖6　阻力系數

從圖7（a）中可以得到如下基本結論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數與方案一相當，差值不超過4%；

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數增加約20%；當攻角為8°時，方案二的升力系數增加超過30%。

由圖7（b）可以看出，方案二的升力系數一直大于方案一。可以得到如下基本結論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數略大于方案一的升力系數，增加不超過7%；

圖7　升力系數

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數顯著大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數增加約25%；當攻角為8°時，方案二的升力系數增加了30%以上。

從圖7（c）中可以得到如下基本結論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數與方案一相當，差值不超過7%；

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數增加約23%；當攻角為8°時，方案二的升力系數增加超過30%。

從圖7（d）中可以得到如下基本結論：

1）當攻角＜5°時，方案二的升力系數與方案一相當，差值不超過4%；

2）當攻角＞5°時，方案二的升力系數顯著大于方案一。當攻角為6°時，方案二的升力系數增加約22%；當攻角為8°時，方案二的升力系數增加了30%以上。

計算可得，相比于方案一，方案二的最大可用過載增加約35%，較大的提高了微小型制導彈藥的機動飛行能力。

在文中所研究的范圍內（舵偏角δ=0°～10°；馬赫數Ma=0.4～0.8；攻角α=2°～10°。），在增加升力的效果上，方案二顯然優于方案一，折疊式尾翼顯然優于彈出式尾翼。

4　結論

文中以鴨式布局微小型制導彈藥為研究對象，分析比較了相同空間約束條件下折疊式尾翼和彈出式尾翼兩種方案增升和降阻的效果。從氣動計算結果可以得出，折疊式尾翼可以適當的減小阻力；攻角較小時，折疊式尾翼與彈出式尾翼的增升效果相當；攻角較大時，折疊式尾翼的升力系數比彈出式尾翼增加了20%以上；折疊式尾翼的最大可用過載比彈出式尾翼提高了約35%。并且，文中在不改變微小型制導彈藥其他布局的情況下，彈出式尾翼已經最大化利用了噴管的空間，而折疊式尾翼并沒有如此。從圖1中可以看出，折疊式尾翼還有比較大的一部分增加空間。因此，折疊式尾翼對于增加升力的效果顯著優于彈出式尾翼。在微小型制導彈藥的設計過程中，為了提高可用過載，折疊式尾翼應該是一種相對較好的方案。

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Analysis on Aerodynamic Characteristics of Tail of Miniature Guided Ammunition

CHEN Ying，FAN Junfang，SU Zhong
（Beijing Key Laboratory of High Dynamic Navigation Technology，Beijing Information Science and Technology University，Beijing 100101，China）

Two aerodynamic design schemes for tail of canard-controlled miniature guided ammunition were presented in this paper，i.e.，pop-up tail and folded tails.The aerodynamic shape modeling for the two schemes was completed firstly.Then，the aerodynamic characteristics between 0.4 Ma and 0.8 Ma were calculated by the computational fluid dynamics method.Thus，the drag characteristics and lift characteristics of the two schemes were analyzed and compared.The calculation and analysis results show that the folded tail is better than pop-up tail in the same space constraints on increasing lift and improving available overload.

miniature guided ammunition；pop-up tail；folded tail；aerodynamic characteristics

TJ760.1

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.034

2015-03-17

國家自然科學基金（61201417）；北京市科技新星計劃（xxjh2015B041）；北京市教委青年拔尖人才培育計劃

（CIT&TCD201504055）資助

諶瑩（1990-），女，安徽蕪湖人，碩士研究生，研究方向：自主導航與控制。