0 引言
现代战争导弹防御技术日益进步,对战术导弹的研制提出了新挑战,要求其射程尽可能远、末端机动性能(可用法向过载)尽可能高[1]。对战术导弹的气动设计,归结为升阻比高、可用攻角大。
文中将边条翼引入某大展弦比导弹,通过仿真和风洞试验验证其对导弹法向特性的影响效果,并对其在战术导弹气动外形中的应用进行了有益探索。
1 某导弹外形设计情况
某小型战术导弹的基本气动外形采用“×-×”型正常式布局、大展弦比弹翼的方案,出于增强巡航段升力特性的考虑,其设计展弦比达到了10.2,如图1所示。
可见,在攻角小于8°时,导弹的法向力系数随攻角增加基本呈线性增加趋势;在攻角大于8°时,由于翼面气流分离影响,其法向力系数斜率逐步降低,在15°攻角下相比直线降低了约20%,严重影响其在大攻角下的机动性能。在8°攻角下其升阻比最大,此后随攻角增加其升阻比数值逐渐降低。
为改善基本外形在大攻角条件下的气动性能,在4个弹翼前缘均增加了一个三角形的边条,形成边条翼形式的改进气动布局。
改进后的气动外形见图4,为增强大展弦比弹翼强度与刚度,图中边条翼延伸至主弹翼根部,增加了弹翼根部厚度。
2 带边条翼气动外形的数值仿真情况
为验证增加边条翼后对导弹法向力特性的改善效果,采用FLUENT软件开展了全弹外流场的仿真,并与不带边条翼的仿真结果进行对比分析。
2.1 网格划分情况
利用GridgenTM软件生成流场仿真所需的结构化网格[8]。计算网格总数为105万。
2.2 边界条件
对导弹弹体等部件表面采用无滑移的壁面边界条件;对导弹的纵向对称面采用对称边界条件;对于流场的外边界,则选用远场边界条件。
2.3 仿真模型及初始条件
采用理想气体模型、S-A湍流模型、基于密度的隐式耦合算法来计算导弹的流场。
计算初始条件为静压101 325 Pa、静温288.15 K、高度0 km(密度1.225 kg/m3)。
2.4 数值仿真结果
3 风洞试验验证情况
4 结论
文中对边条翼在亚音速战术导弹气动设计中的应用进行了探索性研究,通过数值仿真和风洞试验的方法,对某大展弦比弹翼布局的战术导弹在增加边条翼前后的气动特性进行了分析,结果表明:
1)边条翼的增升效果对于亚音速战术导弹有效,小攻角条件下,边条翼可增加有效的弹翼面积,从而增大同攻角下的法向力系数;在大攻角条件下,边条翼可大幅提升导弹的法向力系数斜率,从而提升其法向过载和机动性。
2)边条翼的增加同时会使导弹的阻力略有增加,导弹的压心略有前移,在气动设计时需统一考虑。
3)风洞试验结果验证了文中所采用计算模型的准确性,相关气动参数偏差在工程可接受的范围内。