非對稱變彈翼高速導彈氣動特性計算與分析

李 通，閆 鵬，蔣瑞民，周 軍

(1.西北工業大學 精確制導與控制研究所， 西安 710072；2.中國航天科技集團公司， 北京 100048)

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【裝備理論與裝備技術】

非對稱變彈翼高速導彈氣動特性計算與分析

李 通1，閆 鵬2，蔣瑞民1，周 軍1

(1.西北工業大學 精確制導與控制研究所， 西安 710072；2.中國航天科技集團公司， 北京 100048)

通過不對稱旋轉左右彈翼的后掠角實現彈翼的不對稱變化，利用飛行器快速計算軟件Missile Datcom計算不同條件下導彈的氣動參數?；跉鈩訑祿治隽撕舐咏欠菍ΨQ變化對升力、阻力、俯仰力矩及滾轉力矩等氣動特性的影響。通過分析可知，彈翼的不對稱變形可顯著的改變滾轉力矩系數，將不對稱變形的彈翼作為輔助控制機構，控制導彈的滾轉運動，提高滾轉運動的準確性和快速性。

非對稱變彈翼；Missile Datcom；氣動特性；滾轉運動

導彈在不同飛行階段，對氣動特性的要求不同：中制導階段，為實現對目標的快速跟蹤，要求降低氣動阻力提高飛行速度；末制導階段，為獲得較大的機動過載，要求增加升力提高可用過載[1]。因此，人們提出利用變彈翼的方式提高導彈的氣動效率。通過改變彈翼的后掠角，展長及弦長等實現導彈氣動特性的改變，適應巡航、俯沖等不同的任務需求。Werter N等對變形翼的氣動彈性進行了分析[2]；Shi R等設計了可變翼飛行器的變化策略[3]；陸宇平、何真等研究了變體飛行器的控制系統[4]。

非對稱變彈翼導彈的概念是在變彈翼導彈基礎上提出的，通過不同的左右彈翼變形速率和變形程度產生不同后掠角和外露面積等參數，改變導彈的氣動效率。受傳統設計理念和技術約束，非對稱變彈翼導彈目前仍處于尚不成熟的理論階段。美國國家宇航局(NASA)在“21世紀航空發展展望”中期望在2030年左右實現變形飛行器結構(MAS)項目，從而實現像鳥類一樣飛行[5-7]；我國各大高校和科研單位也在非對稱變彈翼技術上積極探索，取得了一些成果。如童磊、吳森堂、郭建國、楊貫通等對非對稱變后掠翼飛行器的建模、動態特性及控制系統進行了研究[8-11]。

在導彈總體設計中，氣動特性分析是其他環節設計的“先行官”，要快速展開其他環節的研究，就必須準確迅速地完成氣動計算，獲得導彈的氣動特性[12-14]。非對稱變彈翼導彈不再符合固定質心假設和單剛體假設，導彈質心在二維的橫向對稱平面內發生變化，同時氣動外形的改變也使導彈的流場復雜化。因此，對非對稱變彈翼導彈進行氣動特性分析能夠定量了解非對稱變彈翼導彈的氣動特性，為進一步研究提供數據支持。

本文以“戰斧”導彈為參考設計導彈[15]，通過不同程度改變左右彈翼后掠角實現彈翼的非對稱變形，利用飛行器氣動計算軟件Missile Datcom[16-17]對非對稱變彈翼導彈的阻力系數，升力系數，側向力系數，俯仰力矩系數，偏航力矩系數以及滾轉力矩系數進行快速計算，對導彈進行氣動特性分析。通過分析可知，彈翼后掠角的非對稱變化對導彈的各氣動系數均產生影響，其中，滾轉力矩系數的變化尤為顯著，可將不對稱變彈翼技術用于導彈的滾轉控制，實現滾轉通道控制的準確性和快速性。

1 計算分析方法

氣動特性分析的方法大致有三種，即工程計算、數值分析和風洞試驗。風洞試驗雖然能較為準確的模擬導彈和氣流相互作用實際情況，但周期長、成本高。因此，在研制初始和中期主要以工程計算和數值分析為主，而借助數值分析軟件進行計算，求解精度相對較高。本文采用數值分析法，借助Missile DATCOM工程計算軟件對非對稱變彈翼導彈氣動特性進行計算分析。

Missile DATCOM軟件主要用于導彈氣動數據計算，精度與CFD相比誤差在10%以內，滿足工程估算要求，而且避免了冗長的計算周期和復雜建模過程，對于初步的驗證分析及設計具有重大意義[18-19]。本文研究的非對稱變彈翼導彈仍處于探索階段，重點在于從數據上分析非對稱變彈翼對導彈氣動特性的影響，因此Missile DATCOM軟件的應用是很好的選擇。

2 氣動計算與特性分析

2.1 導彈參數與變彈翼方式

本文以面對稱的高速導彈為對象，參考 “戰斧”巡航導彈，導彈的基本參數如圖1所示。

圖1 導彈基本參數

當左右彈翼繞轉軸不對稱旋轉時，旋轉速率和旋轉程度不同，彈翼將產生不對稱變化，同時，彈翼會有部分縮進彈體，使彈翼與彈體相交部分的面積和長度發生變化。導彈未變化時為面對稱，只考慮右彈翼的后掠角變化，左彈翼后掠角保持不變。

變化過程如圖2所示。

圖2 變化彈翼方式

2.2 氣動特性分析

導彈右彈翼后掠角變化范圍[0°,45°]，步長取15°，攻角變化范圍[-9°,9°]，步長取3°，馬赫數變化范圍為0.8到2，步長取0.2，飛行高度為1 000 m。將后掠角為0°時的數據作為參考，比較分析非對稱變彈翼技術對導彈氣動特性的影響。

通過計算，非對稱變彈翼對側向力系數和偏航力矩系數影響很小，數量級在10-3到10-4，因此本文不對側向力和偏航力矩特性進行分析。

2.2.1 導彈升力特性分析

非對稱變彈翼導彈的升力系數大小取決于馬赫數Ma、攻角α、升降舵偏δz和后掠角變化量Δ。

Cy=f(Ma,α,δz, Δ)

(1)

在不同馬赫數不同后掠角Δ條件下，升力系數隨攻角的變化曲線如圖3(a)～(d)所示。

圖3 升力系數隨攻角的變化曲線

從圖3看出，后掠角增大，導彈的升力系數減小，其原因是后掠角增大，彈翼的外露面積，彈翼翼展長度均減小，導致導彈的升力面減小。隨著馬赫數的增大，不對稱彈翼對導彈升力系數的影響越來越??；在圖3(d)中，當Ma=2時，不同后掠角變形下的升力系數曲線幾乎相同。導彈在跨聲速階段升力系數較大，超聲速后升力系數逐漸減小。小角度的非對稱變后掠翼對導彈的升力系數影響很小，后掠角15°與0°時的升力系數曲線基本一致。

2.2.2 導彈阻力特性分析

導彈阻力系數取決于馬赫數Ma、雷諾數Re、攻角α和側滑角β，及彈翼的后掠角。在不同馬赫數不同后掠角Δ條件下，非對稱變后掠翼導彈的阻力系數隨攻角的變化規律如圖4(a)～(d)所示。

從圖4看出，后掠角增大，導彈的零升阻力系數和誘導阻力系數均減小，主要是因為后掠角增大導致彈翼翼展減小。在低馬赫數下，非對稱改變彈翼后掠角對導彈的零升阻力系數影響很小，對誘導阻力影響較大。在跨聲速階段由于激波產生的波阻影響，導彈的阻力系數明顯增大。

2.2.3 俯仰力矩特性分析

在不同馬赫數不同后掠角Δ條件下，俯仰力矩系數隨攻角變化如圖5(a)～(d)所示。

從圖5看出，隨著后掠角的增大，導彈的俯仰力矩系數先減小后增大。后掠角45°的俯仰力矩系數曲線與后掠角0°時大致相同。俯仰力矩系數在1馬赫處會發生嚴重的非線性變化如圖5(b)所示，主要原因是激波的產生使 0.8馬赫到1馬赫之間俯仰力矩系數的變化不規律，目前多采用概率分布處理。當速度大于1馬赫之后，隨著速度的增加，俯仰力矩系數減小。

2.2.4 滾轉力矩特性分析

非對稱變彈翼導彈的滾轉力矩系數除了與導彈的形狀尺寸、飛行速度和高度、攻角、側滑角、舵面偏轉角、角速度等因素有關外，還受到右彈翼后掠角的影響。不同馬赫數不同后掠角Δ條件下，滾轉力矩隨攻角的變化如圖6(a)～(d)所示。

從圖6看出，后掠角的增大，滾轉力矩系數明顯增大。當右彈翼發生旋轉時，右彈翼受到的升力減小，左彈翼受到的升力基本不變，左右彈翼上的升力差將產生滾轉力矩。隨著后掠角增大，左右彈翼上的升力差增大，滾轉力矩增大。滾轉力矩系數隨馬赫數的增大呈現出先增大后減小的趨勢，在1馬赫時不對稱彈翼對滾轉力矩的影響最為顯著。

圖4 阻力系數隨攻角的變化曲線

圖5 俯仰力矩系數隨攻角的變化曲線

圖6 滾轉力矩系數隨攻角的變化曲線

3 非對稱彈翼滾轉效率分析

面對稱導彈繞彈體軸轉動或保持傾斜穩定，主要是由一對副翼產生滾轉操縱力矩實現的。對于普通導彈，滾轉操縱力矩主要依靠滾轉舵偏產生。然而，由以上氣動特性分析可知，對于非對稱變彈翼導彈而言，滾轉力矩還可以通過彈翼變化產生。為了比較非對稱彈翼的滾轉控制效率，計算升降舵產生的滾轉力矩系數，滾轉力矩系數隨舵偏的變化曲線如圖7所示。

圖7 滾轉力矩系數隨舵偏的變化曲線

從圖7看出，隨著馬赫數的增加，導彈的滾轉力矩系數先大后小，在1.2馬赫數達到最大。正舵偏產生負的滾轉力矩，隨著舵偏角的增加滾轉力矩系數近似線性減小，由圖6與圖7可以看出，與舵面偏轉20°相比，右彈翼旋轉45°(即后掠角為45°)可以產生更大的滾轉力矩。因此為了實現快速滾轉機動，可以利用非對稱變彈翼技術配合舵偏一起控制導彈的滾轉運動。彈翼旋轉15°(即后掠角為15°)時，非對稱變后掠翼至少可以產生相當于10°舵偏的控制力矩，而導彈的其他氣動系數幾乎不變。非對稱彈翼可以在幾乎不改變其他氣動系數的條件下，明顯提高滾轉控制的快速性和準確性。

4 結論

將非對稱旋轉導彈彈翼改變后掠角作為變彈翼方式，通過Missile Datcom計算了不同后掠角下的氣動系數，并對氣動數據進行了分析，得到以下結論：

1) 右彈翼后掠角的增大，對側向力和俯仰力矩系數影響?。?/p>

2) 阻力、升力和俯仰力矩系數隨右彈翼后掠角的增大變化不明顯；阻力、升力系數隨后掠角增大而減小，俯仰力矩系數呈現非線性變化；

3) 右彈翼后掠角增大，滾轉力矩系數顯著增大；

4) 右彈翼后掠角為15°時，滾轉力矩系數明顯增大而其他氣動系數幾乎不變，可以提供相當于10°滾轉舵偏的滾轉控制力矩。

5) 在控制系統設計中，非對稱變彈翼技術可以作為滾轉通道的輔助控制機構，為滾轉運動提供額外的控制力矩，提高滾轉運動的準確性和快速性。

6) 針對滾轉舵卡死失效等故障，可以利用非對稱變形實現容錯控制，提高飛行器的可靠性。

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(責任編輯 周江川)

Calculation and Analysis of High-speed Missile’s Aerodynamic Characteristic with Asymmetric Morphing Wings

LI Tong1, YAN Peng2, JIANG Rui-min1, ZHOU Jun1

(1.Institude of Precision Guidance and Control, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072,China; 2.China Aerospace Science and Technology Corporation, Beijing 100048, China)

This paper investigates rapid calculation and analysis of aerodynamic characteristics of high-speed missle that can morph wings asymmetrically. Asymmetrical variable sweep is realized by rotate wings and aerodynamic parameters under different flight conditions are computed using Missile Datcom. Based on results of calaulation,it is indispensable to analyze the effects of asymmetric variable sweep on aerodynamic characteristics,such as drag,lift,pitching moment,rolling moment and so on. According to analysis,the changes are particularly significant in rolling-moment coefficient due to asymmetrical deformation. Thus,auxiliary controller based on asymmetrical morphing wings is proposed to improve the veracity and rapidity of rolling motion.

asymmetrical morphing wings；Missile Datcom；aerodynamic characteristic；rolling motion

2017-02-27；

2017-03-29

航天支撐技術基金項目(2015-HT-XGD)

李通(1990—)，男，碩士研究生，主要從事導航制導與控制研究。

蔣瑞民(1986—)，男，博士，助理研究員，主要從事飛行器制導控制系統設計與分析研究。

10.11809/scbgxb2017.06.011

format:LI Tong, YAN Peng, JIANG Rui-min, et al.Calculation and Analysis of High-speed Missile’s Aerodynamic Characteristic with Asymmetric Morphing Wings[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(6):51-56.

TJ761.6

A

2096-2304(2017)06-0051-06

本文引用格式：李通，閆鵬，蔣瑞民，等.非對稱變彈翼高速導彈氣動特性計算與分析[J].兵器裝備工程學報，2017(6):51-56.