微小型制导弹药的尾翼气动特性研究*

谌　莹，范军芳，苏　中（北京信息科技大学高动态导航技术北京市重点实验室，北京　100101）

微小型制导弹药的尾翼气动特性研究*

谌莹，范军芳，苏中
（北京信息科技大学高动态导航技术北京市重点实验室，北京100101）

针对相同空间约束条件下鸭式布局微小型制导弹药尾翼气动设计问题，提出了弹出式尾翼与折叠式尾翼两种解决方案，完成了两种方案气动外形的三维建模，利用计算流体力学方法计算得出0.4～0.8Ma之间的气动特性，分析比较两者的阻力特性和升力特性，得到了折叠式尾翼对微小型制导弹药的增升效果优于弹出式尾翼的结论。在微小型制导弹药的设计过程中，可利用折叠式尾翼设计方法有效的提高微小型制导弹药的可用过载。

微小型制导弹药；弹出式尾翼；折叠式尾翼；气动特性

0　引言

微小型制导弹药是特征尺寸较小、质量较轻（5～20 kg）的弹药，在军用和民用领域都具有广泛的应用前景［1-2］。在微小型制导弹药研制过程中，分析其气动特性有利于设计和优化弹药，是设计微小型制导弹药必不可少的一个重要环节［3］。计算流体动力学是一门融合了数值计算理论、计算机科学与技术和经典流体力学的新型交叉学科［4］。在实验流体力学和理论流体力学两种研究手段之后，计算流体力学逐步成为一种重要的研究手段［5］。

相比于正常式布局，鸭式气动布局有利于降低弹重，提高舵的操纵效率，减小舵翼面积，从而便于弹药小型化，便于弹药总体设计，所以微小型制导弹药可以考虑采用鸭式气动布局［6-7］。

针对单兵便携、无人机载等使用与发展需求［8］，文中以鸭式布局微小型制导弹药为研究背景，完成了对微小型制导弹药气动外形的三维建模和网格划分，对其进行了气动特性计算，分析了不同飞行条件下所得的气动数据，研究比较了相同空间约束条件下，弹出式尾翼和折叠式尾翼两种方案对于微小型制导弹药增加升力和减小阻力的效果。

1　气动建模

微小型制导弹药的气动设计与它的结构布局、控制机构、测量装置等密切相关［9］。根据导引头、舵机、制导控制系统、战斗部、发动机的结构安排，确定合理的气动布局方式。微小型制导弹药的气动布局方式可以选择正常式、鸭式或其他方案［10］。基于微小型制导弹药日益趋于小型化的特点，文中采用了鸭式气动布局。下面对鸭式气动布局的微小型制导弹药进行三维建模。

建立坐标系，定量描述微小型制导弹药的几何特征：将微小型制导弹药的导引头顶端作为坐标原点O，从原点O出发沿弹身指向弹尾方向作为X轴正向，纸面内垂直X轴向上方向作为Y轴正向，垂直纸面向外方向作为Z轴正向。实现微小型制导弹药的三维建模，见图1所示。

图1　微小型制导弹药的三维建模

文中研究比较了以下两种方案对微小型制导弹药增加升力和减小阻力的效果：方案一是弹出式尾翼；方案二是折叠式尾翼。

文中的设计原则是：在不改变微小型制导弹药布局的情况下，充分利用尾部喷管的空间。为了满足微小型制导弹药高速飞行的特点，其尾翼的厚度都相对较小。两种方案的尾翼都是均匀分布，方案一弹出式尾翼是6片，方案二折叠式尾翼是4片。微小型制导弹药两种尾翼方案的三维建模模型分别见图2、图3所示。

图2　方案一弹出式尾翼

图3　方案二折叠式尾翼

文中采用分层划分网格法简化计算域，将计算域分为内层和外层两个区域。内层计算域网格分布较密，并且离微小型制导弹药越近网格分布越密，从而可以准确的获得气动力和力矩［11］。外层计算域网格分布较疏，避免数值计算的不稳定现象。

调整网格，直至满足网格质量要求。定义边界条件，输出网格文件，进行气动计算。网格划分见图4所示。

图4　网格划分

2　仿真计算

2.1仿真条件

文中气动特性计算的仿真条件为：舵偏角：δ=0°～10°；

马赫数：Ma=0.4～0.8；攻角：α=2°～10°。

2.2数值解法

文中采用基于密度的求解器和S-A湍流模型，通过萨兰德定律计算流体的粘性。根据仿真条件设置边界条件和气动力系数监视器。迭代求解直至各气动参数曲线基本收敛。整理并分析所得的微小型制导弹药的气动数据。

在舵偏为8°，攻角为6°，马赫数为0.6时，折叠式尾翼的微小型制导弹药的各项气动参数曲线见图5所示。

从图5中可以看出，阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数曲线都已基本收敛。

3　结果与分析

分析整理通过气动特性计算得到的气动数据，比较方案一和方案二对升力系数和阻力系数的影响。文中仅列出了两种方案在以下4种仿真条件的飞行特性对比图。

3.1阻力特性

图6是方案一与方案二的阻力系数随攻角变化的对比图。从图中可以得出，在亚音速条件下，随着攻角、马赫数或舵偏角的增加，方案一与方案二的阻力系数整体上是平缓增加的，计算结果基本符合气动规律。

图5　气动参数曲线

由图6（a）中可以得到，方案二的阻力系数一直小于方案一，最高减阻了10%。

由图6（b）中可以得到，方案二的阻力系数整体上是小于方案一的，最高减阻了10%；方案二的阻力系数仅在马赫数为0.8、攻角为8°时略高于方案一，不超过0.6%。

由图6（c）中可以得到，方案二的阻力系数整体上小于方案一，最高减阻了7%；方案二的阻力系数仅在舵偏角为4°、攻角为8°时略高于方案一，增加不超过0.6%。

由图6（d）中可以得到，方案二的阻力系数一直小于方案一的阻力系数，最高减阻了11%。

综上可得，在文中所研究的范围内，相比于方案一，方案二可以适当的减小阻力。

3.2升力特性

图7是方案一与方案二的升力系数随攻角变化的对比图。由图可得，随着攻角或舵偏角的增大，方案一与方案二的升力系数整体上均平滑增大；马赫数的变化对升力系数的影响较小，计算结果基本符合气动规律。

图6　阻力系数

从图7（a）中可以得到如下基本结论：

1）当攻角＜5°时，方案二的升力系数与方案一相当，差值不超过4%；

2）当攻角＞5°时，方案二的升力系数大于方案一。当攻角为6°时，方案二的升力系数增加约20%；当攻角为8°时，方案二的升力系数增加超过30%。

由图7（b）可以看出，方案二的升力系数一直大于方案一。可以得到如下基本结论：

1）当攻角＜5°时，方案二的升力系数略大于方案一的升力系数，增加不超过7%；

图7　升力系数

2）当攻角＞5°时，方案二的升力系数显著大于方案一。当攻角为6°时，方案二的升力系数增加约25%；当攻角为8°时，方案二的升力系数增加了30%以上。

从图7（c）中可以得到如下基本结论：

1）当攻角＜5°时，方案二的升力系数与方案一相当，差值不超过7%；

2）当攻角＞5°时，方案二的升力系数大于方案一。当攻角为6°时，方案二的升力系数增加约23%；当攻角为8°时，方案二的升力系数增加超过30%。

从图7（d）中可以得到如下基本结论：

1）当攻角＜5°时，方案二的升力系数与方案一相当，差值不超过4%；

2）当攻角＞5°时，方案二的升力系数显著大于方案一。当攻角为6°时，方案二的升力系数增加约22%；当攻角为8°时，方案二的升力系数增加了30%以上。

计算可得，相比于方案一，方案二的最大可用过载增加约35%，较大的提高了微小型制导弹药的机动飞行能力。

在文中所研究的范围内（舵偏角δ=0°～10°；马赫数Ma=0.4～0.8；攻角α=2°～10°。），在增加升力的效果上，方案二显然优于方案一，折叠式尾翼显然优于弹出式尾翼。

4　结论

文中以鸭式布局微小型制导弹药为研究对象，分析比较了相同空间约束条件下折叠式尾翼和弹出式尾翼两种方案增升和降阻的效果。从气动计算结果可以得出，折叠式尾翼可以适当的减小阻力；攻角较小时，折叠式尾翼与弹出式尾翼的增升效果相当；攻角较大时，折叠式尾翼的升力系数比弹出式尾翼增加了20%以上；折叠式尾翼的最大可用过载比弹出式尾翼提高了约35%。并且，文中在不改变微小型制导弹药其他布局的情况下，弹出式尾翼已经最大化利用了喷管的空间，而折叠式尾翼并没有如此。从图1中可以看出，折叠式尾翼还有比较大的一部分增加空间。因此，折叠式尾翼对于增加升力的效果显著优于弹出式尾翼。在微小型制导弹药的设计过程中，为了提高可用过载，折叠式尾翼应该是一种相对较好的方案。

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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

国家自然科学基金（61201417）；北京市科技新星计划（xxjh2015B041）；北京市教委青年拔尖人才培育计划

（CIT&TCD201504055）资助

谌莹（1990-），女，安徽芜湖人，硕士研究生，研究方向：自主导航与控制。